$!,llt\lnor,i:f,-1'1,,,,,,( •"N\,lo.f!,P•lpl,,ll(tttlr.-,


АС No:61-65Е

. Руководство по эксплуатации самолёта

Руководство по эксплуатации самолёта представляет собой технический справочник, который содержит базовую информацию, необходимую для пилотирования самолётов. В него включаются сведенияпо эксплуатации самолётов различных систем и по

переходу с одного самолёта на другой.


· :. Руководство nилота7инструктора ·.с •• • •

Руководство пилота-инструктора содержит сведения, помогающие начинающему инструктору понять и применять на практике базовые принципы обучения лётному мастерству, а также последнюю информацию по авиационному обучению в США. Информация, содержащаяся в руководстве, может быть полезна и

опытным инструкторам.

..

~ Руководство по nолётам по _ППП .

Руководство по полётам по ППП предназначено для инструкторов, преподающих полёты по приборам, и пилотам, готовящимся

к экзамену по полётам по ППП. Руководство содержит основную информацию, которую необходимо знать пилоту,

осуществляющему полёты по ППП.

. . .

·. _ Руководство по методике nолётов по ППП.

Руководство по методике полётов по ППП представляет собой технический справочник для профессиональных пилотов,

осуществляющих полёты по ППП, и содержит более широкий спектр информации, чем руководство по полётам по ППП.

Рис. 1-15. Примеры авиационных руководств. Многие из них доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FAA.


_oшn,ER,'S.,.ff.iRПURl

Рис. 1-16. Эксплуатационные справочники пилота.

°'1f!U t.,·.I..Mдllc:tlIOI

,.,Н-Аир.о,,r:,4,,,.

nфl .J-5">8"


Рис. 1-17. Пример консультативного циркуляра.

Номер любого АС состоит из трёх частей и выглядит следующим образом: 25-42С. Первое число определяет тему АС и соответствует определённой части 14 CFR. Например, АС на тему «Сертификация: пилоты, по­ лёты и наземные инструкторы» имеет номер АС 61-бSЕ. В рамках каждой темы циркуляры имеют последова­ тельную нумерацию. Число после дефиса представляет собой порядковый номер циркуляра. Третья часть но­ мера - буква, которая присваивается выпустившим АС органом и указывающая на порядковый номер из­ дания (если в циркуляр вносились изменения). Первое издание циркуляра не имеет в своём номере буквы. Циркуляр, приведённый на рис. 1-17, является пятым изданием, о чём свидетельствует буква «Е».


Авиационные издания

FAA, в сотрудничестве с другими государственными органами, выпускает ряд изданий, важных для обе­ спечения безопасности полётов. На рис. 1-18 приве­ дены некоторые примеры изданий, предназначенных для пилотов.


Аэронавигационная информация для пилотов

Извещения пилотам (НОТАМы)

Срочная аэронавигационная информация, которая по­ явилась после выхода постоянных изданий или не мо­ жет быть включена в них по причине ограниченного срока действия, распространяется через националь­ ную систему извещений пилотам (НОТАМ). НОТАМы


содержат сведения, представляющие особую важ­ ность для обеспечения безопасности полётов, а также информацию, дополняющую материалы дру­ гих изданий.

НОТАМы подразделяются на две категории: даль­ него действия (D) и центра обработки полётных данных (FDC).

НОТАМы (D) распространяются всеми навигацион­ ными станциями, входящими в Национальную систему УВД, всеми аэропортами открытого пользования, ги­ дроаэропортами и вертопортами, перечисленными в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Они включают в себя такую информацию, как: сведения о закрытых рулёжных путях; нахождении персонала или оборудования вблизи рулёжных дорожек; свето­ сигнальном оборудовании, не соответствующем критериям инструментальной посадки (например, системе визуальной индикации глиссады).

НОТАМы FDC содержат поправки к официальным схемам захода на посадку по приборам и другим дей­ ствующим аэронавигационным картам. Они также могут использоваться для оповещения о временных ограничениях, вызванных такими факторами, как стихийные бедствия или крупномасштабные обще­ ственные мероприятия.

НОТАМы распространяются в печатном виде по подписке, а также доступны в станциях службы


обеспечения полётов и в Интернете по адресу https:// pilotweb.nas.faa.gov/distribution/atcscc.html (рис. 1-19).


Сборник аэронавигационной информации {AIM)

Некоторое время назад FAA создало систему извеще­ ний программы обеспечения безопасности (SPANS) - онлайн-службу, обеспечивающую быстрый и лёгкий доступ к информации о семинарах и других меропри­ ятиях FAA. Система SPANS пришла на смену суще­ ствовавшей до этого системе рассылки оповещений по почте в печатном формате. Переход к Интернет­ технологиям позволил упростить и ускорить доступ к информации, одновременно снижая материальные из­ держки FAA. Система SPANS открыта для бесплатного доступа и позволяет зарегистрироваться для получе­ ния оповещений о новых мероприятиях. Для получе­ ния дополнительной информации о SPANS посетите веб-страницу www.faasafety.gov/SPANS/.


Типы и категории ЛА

Сверхлёгкие транспортные средства

Сверхлёгкие ЛА (рис. 1-20) могут носить название

«транспортных средств», если они не подпадают по ре­ гламентацию FAA. Это происходит в случаях, если ЛА:


Рис. 1-23. Пример ЛА, который имеет право пилотировать частный пилот.


Лицензия частного пилота

Частный пилот имеет право на выполнение полётов в личных целях и при отсутствии денежного вознаграж­ дения (за исключением некоторых особых случаев). Среди ведущих лётную деятельность пилотов боль­ шинство имеют именно эту лицензию. Лицензия част­ ного пилота позволяет управлять любым ЛА (в рамках соответствующего класса) в некоммерческих целях и даёт пилоту почти неограниченные права на полёты


по ПВП. Пилоту разрешается перевозить пассажиров и совершать полёты в бизнес-целях; однако, получе­ ние вознаграждения за лётные услуги запрещено, хотя пассажиры могут оплачивать пропорциональную долю полётных расходов (например, стоимость топлива или аренды ЛА). Частный пилот должен пройти обучение согласно 14 CFR, часть 61 и иметь налёт не менее 40 ча­ сов, включая 20 часов налёта с инструктором и 10 часов одиночного налёта (рис. 1-23).


Рис. 1-24. ЛА комбинированного типа.


Коммерческая лётная лицензия


Пилот с коммерческой лицензией может получать воз­ награждение за лётные услуги. Подготовка к получе­ нию такой лицензии предполагает достаточно глубокое знание бортовых систем ЛА и более высокие стандарты лётного мастерства. Сама по себе коммерческая лётная лицензия не даёт пилоту права на полёты в сложных метеоусловиях (СМУ), и пилот без рейтинга полётов по приборам может совершать полёты только в дневное время на расстояние не более 50 морских миль (93 км). Пилот с коммерческой лицензией должен уметь управлять ЛА комбинированного типа и иметь доста­ точный налёт на таких ЛА (или ЛА с газотурбинным двигателем). Практический экзамен (по крайней мере, частично) проходит на ЛА комбинированного типа. ЛА комбинированного типа должны иметь убирающееся шасси, подвижные закрылки и воздушный винт изме­ няемого шага. Для получения дополнительной инфор­

мации см. 14 CFR, часть 61, раздел 61.31(с) (рис. 1-24).


Лицензия пилота авиалиний


Для получения лицензии пилота авиалиний (АТР) требуется наивысший уровень лётной подготовки. Лицензия АТР необходима для выполнения обязан­ ностей командира воздушного судна авиакомпании, осуществляющей регулярные рейсы. Минимальный налёт для получения лицензии составляет 1500 часов. Помимо этого, пилот должен быть старше 23 лет, уметь


Рис. 1-25. Самолёт, управляемый пилотом с лицензией АТР.


читать, писать, говорить и понимать по-английски и иметь «высокие моральные устои» (рис. 1-25).


Выбор лётной школы

Выбор лётной школы - важная часть процесса подго­ товки пилота. Лётное обучение в США ведут как серти­ фицированные FAA лётные школы, так и не имеющие такого сертификата, а также независимые пилоты-ин­ структоры. Всё обучение производится под надзором FAA и согласно положениям 14 CFR, части 141 и 61. Лётные школы, действующие согласно 14 CFR, часть 61, сертифицируются FAA. Сертификация является добро­ вольной. Для получения сертификата школа должна соответствовать жёстким требованиям в отношении персонала, оборудования, технического обслужива­ ния и учебных помещений, а также вести преподава­ ние согласно учебно-тренировочному процессу, ут­ верждённому FAA. Сертифицированные школы могут иметь рейтинг наземных или лётных. Помимо этого школы могут получить право проводить практические (лётные) и теоретические (компьютерные) экзамены. Консультативный циркуляр АС 140-2, «Перечень лёт­ ных школ, сертифицированных FAA», содержит список сертифицированных наземных и лётных школ, а также учебных курсов, предлагаемых каждой из них. С цир­ куляром АС 140-2 можно ознакомиться на веб-сайте FAA по адресу www.faa.gov.

Поступление в лётную школу, действующую согласно 14 CFR, часть 141 гарантирует качественное, система­ тическое обучение на основе структурированного под­ хода к учебному процессу. Школы обязаны документи­ ровать все этапы учебного курса и утверждать их в FAA. Такая структура обучения позволяет сертифицирован­ ным школам подготавливать курсантов к экзаменам в более короткий срок, что означает снижение стоимо­ сти обучения. Например, минимальные требования для получения лицензии пилота-любителя составляют

35 часов налёта при обучении в школе, сертифициро­ ванной согласно 14 CFR, часть 141, и 40 часов налёта - для школы, действующей по 14 CFR, часть 61. (Для ли­ цензии пилота-любителя эта разница может оказаться несущественной, поскольку в среднем по стране боль­ шинству курсантов-пилотов требуется от 60 до 75 ча­ сов лётной практики).

Многие высококлассные лётные школы не видят не­ обходимости в сертификации по 14 CFR, часть 141 и ведут обучение согласно положениям 14 CFR, часть 61. 14 CFR, часть 61 содержит требования к лицензирова­ нию и присвоению рейтинга пилотам, проходящим обучение в несертифицированных лётных школах и у частных пилотов-инструкторов, а также устанавли­ вает параметры теоретического обучения и налёт для получения различных лётных лицензий и рейтингов. Лётные школы и пилоты-инструкторы должны вести обучение согласно обязательным нормативам и стан­ дартам, устанавливаемым 14 CFR, часть 61.

Преимуществом лётного обучения согласно 14 CFR, часть 61 является гибкость учебного процесса. Программа обучения может разрабатываться инди­ видуально для каждого курсанта, поскольку 14 CFR, часть 61 определяет только необходимый минимум налёта и теоретической подготовки, оставляя органи­ зацию обучения на усмотрение школы. Такая гибкость может быть и недостатком: обучение у инструктора, неспособного надлежащим образом организовать учебно-тренировочный процесс, может потребовать от пилота-курсанта дополнительных затрат времени и средств. Чтобы избежать этой проблемы, следует удо­ стовериться, что у инструктора имеется хорошо доку­ ментированная программа учебной подготовки.


Как найти хорошую лётную школу

Для получения информации о подготовке пилотов, об­ ратитесь в местное управление FSDO, которое ведёт реестр всех лётных школ в своём регионе. Выбор лёт­ ной школы зависит от вида лицензии, на получение которой рассчитывает курсант, и от того, намерен ли он выполнять полёты в личных целях или намерен стать профессиональным пилотом. Ещё один важный фактор - количество времени, которое курсант мо­ жет уделить обучению. Наземное и лётное обучение должно проходить с максимальной частотой и регуляр­ ностью, поскольку только такой подход позволяет за­ крепить в памяти полученные знания и овладеть лёт­ ным мастерством.

Не следует принимать решение, основываясь ис­ ключительно на стоимости обучения, поскольку от качества подготовки зависит очень многое. Перед при­ нятием окончательного решения посетите выбранные


вами лётные школы и побеседуйте с их руководством, инструкторами и курсантами.

В процессе выбора школы нужно действовать ак­ тивно и настойчиво. Соберите необходимую информа­ цию, просмотрите авиационные журналы и поговорите со знакомыми пилотами. На основании полученных сведений составьте список вопросов. Один их важных параметров - надёжность используемых при обуче­ нии ЛА. Поинтересуйтесь у курсантов школ, в каком состоянии находятся ЛА, на которых они проходят лёт­ ную подготовку.

Определите, насколько удобно для вас учебное расписание школы. Каковы рабочие часы школы? Располагает ли школа оборудованными аудиториями для наземного обучения согласно требованиям FAA? Есть ли помещения для предполётного инструктажа, разбора и анализа полётов? Изолированы ли эти по­ мещения? Позволяют ли они создать спокойную ат­ мосферу, в которой инструкторы могут обсудить с кур­ сантами выполненный полёт, не вызывая у последних ощущения неловкости?

Пройдите по помещениям школы и осмотрите их. Запишите полученную информацию, не спеша обду­ майте и проанализируйте её - и только после этого принимайте решение. Активный подход к выбору лёт­ ной школы позволит курсанту выбрать учебное заве­ дение, в максимальной степени соответствующее его целям и предпочтениям.


Как выбирать сертифицированного пилота-инструктора (СПИ)

Вне зависимости от того, проходит курсант обучение согласно 14 CFR часть 141 или часть 61, эффективность программы зависит от качества наземной и лётной подготовки, обеспечиваемой лётчиком-инструктором. Инструктор несёт полную ответственность за обуче­ ние курсанта в полном соответствии со стандартами, определяемыми процедурой лицензирования.

СПИ должен понимать методику обучения, знать основы педагогики и уметь строить эффективное вза­ имодействие с пилотом-курсантом. Пилот, сдающий экзамен на лицензию инструктора, проходит практи­ ческую проверку этих навыков в конкретных ситуа­ циях учебного процесса. Лётчик-инструктор является ключевой фигурой ситуативных тренировочных про­ грамм, одобренных FAA. В процессе обучения он высту­ пает в качестве советника и проводника для курсанта. Обязанности и полномочия лётчика-инструктора включают в себя следующее:

Умение выполнять пилотажные манёвры, пере­ численные в 14 CFR, часть 61, являются стандарт­ ным требованием для получения лицензии пилота. Практические требования, содержащиеся в сборнике PTS, подразделяются на «области практических навы­ ков». Эти «области» представляют собой ступени прак­ тического экзамена, выполняемые в логической после­ довательности и в соответствии со стандартами.

Экзамен начинается с предполётной подготовки и заканчивается послеполётными процедурами. Каждая область практических навыков содержит задания, це­ лью которых является проверка знаний пилота, вла­ дения лётными процедурами и умения выполнять пилотажные манёвры в рамках данной области. Для получения лицензии пилота кандидат должен проде­ монстрировать надлежащие знания и навыки во всех областях.


Когда сдавать практический экзамен

14 CFR, часть 61 содержит требования к опыту и зна­ ниям курсанта, необходимым для прохождения прак­ тического экзамена на получение лицензии того или иного класса. Однако, окончательное решение о готов­ ности курсанта к практическому экзамену принимает СПИ. Подготовка к практическому экзамену является важной частью учебно-тренировочного процесса.

Кандидат обязан представитьследующиедокументы:

Подробная информация о пилотажных манёврах и эксплуатационных стандартах содержится в сбор­ нике PTS для конкретного класса лицензии и типа ЛА. Сборники можно загрузить бесплатно с веб-сайта FAA по адресу www.faa.gov или приобрести в печатном виде в Управлении документации или книжных магазинах Правительственной типографии.


Кто проводит практический экзамен FAA?

В силу значительной загрузки штатных сотрудников местных управлений FSDO, практические лётные эк­ замены обычно проводятся официальными экзаме­ наторами FAA (DPE). Кандидат должен согласовать время проведения экзамена, чтобы избежать накла­ док. Список экзаменаторов можно получить в местноы управлении FSDO. Поскольку DPE не получают от госу­ дарства оплаты за проведение экзаменов и обработк · их результатов, экзаменаторам разрешается взимать с кандидатов обоснованную плату. Если практический экзамен принимается инспектором FAA, плата за его проведение не взимается.


Функции сертифицированного пилота-инструктора


Чтобы стать СПИ, пилот должен соответствовать тре-

. бованиям 14 CFR, часть 61. FAA возлагает полную от­ ветственность за лётное обучение курсантов на СПИ, которые являются важнейшим звеном системы авиа­ ционной безопасности. Задача инструктора - пере­ дать курсанту знания и навыки, необходимые для того, чтобы он мог стать лицензированным пилотом и выполнять полёты в соответствии со стандартами безопасности Национальной системы УВД. Учебно­ тренировочная подготовка включает в себя пилотаж­ ные навыки, основы методики принятия решений и практики выполнения полёта.

Лётная тренировочная программа во многом зависит от уровня наземной и теоретической подготовки кур­ санта. Инструктор должен обладать глубоким понима­ нием учебного процесса, знать основы педагогики и уметь эффективно взаимодействовать с пилотом-кур­ сантом. В своей работе лётчики-инструкторы обычно используют методику, называемую «методом кирпичи­ ков». Согласно этой методике, курсант в процессе об­ учения движется от известного к неизвестному таким образом, что каждый новый элемент знания основан на принципах, определяемых полученными ранее зна­ ниями или навыками. Таким образом, узнавая нечто новое, курсант одновременно расширяет область при­ менения принципов и процедур, с которыми он позна­ комился до этого.

Для курсанта лётчик-инструктор является ролевой моделью: курсант перенимает подходы и методики, демонстрируемые инструктором как во время обуче­ ния, так и при выполнении обычных лётных операций. Сознательно или бессознательно, курсант пытается имитировать поведение инструктора. По этой при­ чине, лётчик-инструктор обязан во время полётов при­ держиваться общепринятых методов обеспечения без­ опасности и выполнять все требования нормативных документов.

Пилот-курсант должен.быть готов к тому, что при­ дётся потратить значительное время, усилия и сред­ ства, прежде чем он сможет претендовать на получение лицензии пилота. Зачастую эффективность работы ин­ структора и успешность программы лётной подготовки оценивают по проценту успешной сдачи практиче­ ского экзамена среди обучающихся у него курсантов. Компетентный лётчик-инструктор не устаёт подчёрки­ вать, что практический экзамен - это образец лётного мастерства курсанта, ограниченный очень коротким периодом времени. Цель настоящего инструктора - обучить и воспитать пилота, способного демонстриро­ вать высокое мастерство не только во время экзамена, но и в повседневной лётной практике.

Функции официального пилота-экзаменатора (DPE)


DPE играют важную роль в обеспечении авиацион­ ной безопасности, проводя официальные практи­ ческие экзамены на получение лицензии пилота и пилота-инструктора. Проведение этих экзаменов является прерогативой инспекторов FAA. Однако, наивысшим приоритетом для FAA является обеспе­ чение безопасности воздушных перевозок путём тщательного инспектирования ЛА, осуществляющих полёты в воздушном пространстве США. Для выпол­ нения задач по тестированию и сертификации пи­ лотов, FAA делегировало некоторые из обязанностей инспекторов лицам, не являющимся её штатными сотрудниками.

В соответствии с 14 CFR, раздел 183.23, DPE- это пи­ лот, который соответствует квалификационным требо­ ваниям Руководства пилота-экзаменатора, приказу по FAA №8710.3, а также:

Выполнение этих требований обеспечивается го­ ризонтальным стабилизатором с переменным углом атаки. У самолётов с неподвижным хвостовым опе­ рением большие изменения в балансировке тре­ буют существенного отклонения руля высоты. При таких отклонениях дальнейшее движение руля вы­ соты в том же направлении практически невозможно. Горизонтальный стабилизатор с переменным углом атаки берёт на себя функцию продольной баланси­ ровки. Стабилизатор больше, чем руль высоты, что позволяет поворачивать его на меньший угол. В ходе балансировки руль высоты остаётся не задействован­ ным, что позволяет использовать его для изменения положения самолёта по тангажу. Горизонтальный ста­ билизатор с переменным углом атаки, как и руль вы­ соты, может использоваться в большинстве операций по управлению тангажом. На самолётах, оборудован­ ных горизонтальным стабилизатором с переменным

углом атаки, руль высоты меньше и менее эффективен (при изолированном использовании), чем на самолётах с неподвижным хвостовым оперением. По сравнению с другими органами управления, горизонтальный ста­ билизатор с переменным углом атаки - чрезвычайно мощный и эффективный компонент.

Из-за размера и высокой скорости реактивных транс­ портных самолётов усилие, необходимое для переме­ щения управляющих плоскостей, находится за преде­ лами физических возможностей пилота. Поэтому для их перемещения используются гидравлические или электрические приводы. Перемещение ручки управ­ ления в кабине пилотов определяет необходимый угол поворота, и привод перемещает управляющую поверхность. В случае полного отказа энергетической установки самолёта движение плоскости управления может осуществляться вручную, через триммер руля. Отклонение триммера руля нарушает аэродинамиче­ ское равновесие, что приводит к перемещению плоско­ сти управления.

П,tФt&i

Системы управления поле••том


В настоящей главе рассматриваются системы управле­ ния, которые используются пилотом для контроля дей­ ствующих на ЛА во время полёта сил, траектории и вы­ соты полёта. Следует заметить, что системы управления полётом могут очень сильно различаться в зависимости от типа ЛА, на которых они установлены.

Наиболее простыми являются механические системы управления. Они состоят из механических компонентов (тяги, тросы, шкивы и, в некоторых случаях, цепные пе­ редачи) и преобразуют управляющие движения пилота в силы, приложенные к управляющим поверхностям ЛА. Механические системы управления полётом и по сей день используются в лёгких самолётах (общего назначе­ ния и спортивно-пилотажных), поскольку в этом случае аэродинамические силы не очень велики (рис. 5-1).


Гидраsличес<ое давnение Гидраsлическая отдача Точка вращении


=

Рис. 5-2. Гидромеханическая система управления полётом.



Приводной


Тяга-толкатель

компьютеров и оптоволоконных кабелей. Такие системы управления полётом, называемые «электродистанцион­ ными», пришли на смену прямому физическому взаи­ модействию между панелью пилота и управляющими поверхностями. Кроме того, в некоторых больших и бы­ стрых самолётах средства управления пилота снабжены гидравлическими или электрическими сервоприводами (бустерами). В электродистанционных и бустерных си­ стемах ощущение ответной реакции органов управле­ ния создаётся искусственно.

В настоящее время американское Национальное

ремень  


Рис. 5-1. Механическая система управления полётом.


По мере развития авиации и совершенствования аэродинамической теории размеры и скорость ЛА не­ прерывно росли. Естественно, аэродинамические силы, действующие на управляющие поверхности, также уве­ личивались экспоненциально. Чтобы сохранить управ­ ляемость ЛА, авиаконструкторы создавали всё более сложные системы. Первые механические органы управ­ ления бьти достаточно громоздкими, имели большой вес и множество других недостатков. Затем появились гидромеханические системы управления, состоящие из механических и гидравлических цепей (рис. 5-2).

По мере усложнения конструкции ЛА, управляю­ щие поверхности стали приводиться в движение ком­ плексами, состоящими из электроприводов, цифровых

агентство по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) работает над созданием интеллек­ туальной системы управления полётом (ИСУП). Цель проекта - разработать систему, основанную на адап­ тивных нейронных сетях. Обладающая прямым каналом обратной связи, ИСУП будет способна самостоятельно вносить необходимые изменения в параметры полёта, как в нормальных условиях, так и в случае отказа обо­ рудования. С помощью ИСУП пилот сможет сохранить управляемость полёта и обеспечить безопасную посадку при отказе управляющих поверхностей или поврежде­ нии планера самолёта. Система также помогает в выпол­ нении полётной задачи, повышает безопасность полёта и снижает нагрузку на пилота.

В современных ЛА используются самые разные си­ стемы управления. Например, некоторые ЛА из катего­ рии спортивного пилотирования в полёте управляются



Ручка продольно-поперечного

управпения (ППУ)


Рис. 5-3. Система управления вертолётом.


переносом веса, в то время как свободные аэростаты используют для управления сброс балласта или вы­ пуск газа. Система управления вертолётом включает в себя ручку продольно-поперечного управления (для наклона несущего винта), рычаг «шаг-газ» (для кон­ троля шага винта) и педаль противовращения (для контроля рыскания) (рис. 5-3).

Для получения дополнительной информации о систе­ мах управления полётом обратитесь к технической до­ кументации вашего ЛА.


Системы управления полётом

Органы управления полётом

Система управления полётом ЛА состоит из основной и вспомогательной систем. Элероны, руль высоты (или стабилизатор) и руль управления составляют основ­ ную систему управления и необходимы для обеспе­ чения безопасного управления ЛА во время полёта. Закрылки, управляющие плоскости передней кромки и триммеры входят во вспомогательную систему управления, которая улучшает параметры полёта либо освобождает пилота от необходимости прилагать зна­ чительные управляющие усилия.


Основная система управления полётом

Системы управления ЛА проектируются таким обра­ зом, чтобы обеспечивать необходимую чувствитель­ ность к управляющим действиям и одновременно создавать естественные ощущения. На низкой ско­ рости органы управления обычно ощущаются «вя­ лыми» и податливыми, и ЛА медленно реагирует на действия пилота. По мере роста скорости органы управления становятся всё более «жёсткими», а ре­ акция ЛА - более быстрой.

Движение любой из трёх основных управляющих поверхностей (элероны, руль высоты/стабилизатор и руль направления) меняет распределение воздушного потока и давления над крылом и вокруг него. Эти из­ менения влияют на подъёмную силу и лобовое сопро­ тивление, создаваемые комбинацией крыла и управ­ ляющей поверхности, и позволяют пилоту управлять положением ЛА в трёх плоскостях вращения.

Степень отклонения управляющих поверхностей ограничена конструкцией ЛА. Например, тяги системы управления часто комплектуется устройствами авто­ блокировки, а ход штурвальной колонки и педалей ру­ левого управления может быть искусственно ограни­ чен. Цель подобных ограничений - предотвращение чрезмерного отклонения пилотом органов управления и, как следствие, создания избыточной перегрузки при нормальном маневрировании.

Правильно сконструированный самолёт должен быть устойчив и легко управляем в ходе нормального маневрирования. Входное воздействие на управляю­ щие плоскости вызывает перемещение самолёта во­ круг одной или нескольких из трёх осей вращения. Виды устойчивости самолёта также привязываются к этим осям (рис. 5-4).


Руль налравления - рыскание

ВерТИ"8ЛЬНВ11 ОСЬ

(курсовая устойчивость)



Основная управляющая поверхность

Движение самолёта


Ось вращения

Вид устойчивости

Элерон

Крен

Продольная

Поперечная

Руль высоты / стабилизатор

Тангаж

Поперечная

Продольная

Руль направления

Рыскание

Вертикальная

Курсовая


Рис. 5-4. Органы управления самолётом, виды его движения, оси вращения и виды устойчивости.


Элероны


Элероны управляют креном вокруг продольной оси. Элероны устанавливаются на внешнюю заднюю кромку каждого крыла и движутся во взаимно проти­ воположных направлениях. Со штурвалом или ручкой управления они соединяются с помощью тросов, кри­ вошипных механизмов, шкивов и/или трубчатых тяг.

Перемещение штурвала или ручки управления вправо заставляет правый элерон отклониться вверх, а левый - вниз. Отклонение правого элерона вверх снижает кривизну профиля крыла, приводя к умень­ шению подъёмной силы, создаваемой правым крылом. Одновременное отклонение левого элерона вниз повы­ шает кривизну профиля левого крыла, увеличивая соз­ даваемую им подъёмную силу. Увеличение подъёмной силы слева и уменьшение справа заставляет самолёт накрениться вправо.


Обратное рыскание

Увеличивая подъёмную силу, отклонённый вниз эле­ рон одновременно повышает и лобовое сопротивле­ ние. При этом движение крыла слегка замедляется. Результатом становится рыскание по направлению к крылу, создающему увеличенную подъёмную силу (и лобовое сопротивление). С точки зрения пилота, ры­ скание происходит в направлении, противоположном крену. Обратное рыскание является результатом пере­ пада в величинах лобового сопротивления, испытыва­ емого левым и правым крыльями и, как следствие, раз­ ницы в скоростях их движения (рис. 5-5).


Рис. 5-5. Обратное рыскание возникает из-за повышения лобового сопротивления на внешнем крыле, создающем б6льшую подъёмную силу.


При движении на малых скоростях обратное рыска­ ние усиливается. Это происходит потому, что на малой скорости аэродинамическое давление на управляю­ щую поверхность невелико, и для успешного маневри­ рования пилоту приходится прикладывать большее управляющее усилие. В результате элероны отклоня­ ются на больший угол, увеличивая при этом и обрат­ ное рыскание. Этот эффект особенно заметен у само­ лётов с большим размахом крыла.

Для противодействия обратному рысканию ис­ пользуется руль направления. Необходимое для этого управляющее усилие максимально при малых скоро­ стях, высоких углах атаки и большом угле отклонения элеронов. Как и у других управляющих поверхностей, эффективность вертикального стабилизатора/руля на­ правления на малых скоростях падает, что усложняет противодействие обратному рысканию.

Вне зависимости от направления поворота, для его выполнения используются (в том или ином сочетании) элероны, руль высоты и руль направления. Отклонение элеронов приводит к крену самолёта, а для противо­ действия возникающему при этом обратному рыска­ нию применяется руль направления. Помимо этого (поскольку при повороте подъёмная сила должна быть больше, чем при установившемся прямолинейном по­ лёте), необходимо увеличить УА. Это достигается от­ клонением руля высоты вверх. Чем меньше радиус по­ ворота, тем сильнее должен отклониться руль высоты.

После достижения необходимого угла крена элероны и руль направления возвращаются в первоначаль­ ное нейтральное положение, останавливая рост угла крена. Управляющее усилие, приложенное к рулю вы­ соты, должно оставаться неизменным, обеспечивая сохранение высоты. Выход из крена осуществляется аналогично входу, за исключением того, что все управ­ ляющие усилия прилагаются в противоположном на­ правлении. Элероны и руль направления отклоняются в сторону выхода из крена (или в сторону поднятого крыла). Когда угол крена уменьшится, руль высоты воз­ вращается в нейтральное положение, что необходимо для сохранения высоты.

Стремясь снизить последствия обратного рыскания, производители создали четыре органа управления: дифференциальный элерон, элерон Фрайса, связку

«элероны-руль высоты» и флаперон.


Дифференциальные элероны

Дифференциальным называется элерон, который от­ клоняется вверх на больший угол, чем вниз. Это озна­ чает, что при любом движении штурвала или ручки управления угол поворота элерона, отклоняющегося вверх, больше, чем у противоположного элерона,


отклоняющегося вниз. Таким образом, лобовое сопро­ тивление на опускающемся крыле возрастает. Это про­ исходит потому, что элерон на опущенном крыле от­ клоняется вверх на больший угол, чем отклоняющийся вниз элерон на поднятом крыле.

Дифференциальные элероны позволяют умень­ шить обратное рыскание, но полностью устранить его не могут (рис. 5-6).


Элерон отклонён вверх


Нейтральное положение


Поднят


Опущен


Элерон отклонён вниз


Рис. 5-6. Дифференциальные элероны.


Элероны Фрайса


Элероном Фрайса называется элерон, который при от­ клонении вверх поворачивается на петле, выступаю­ щей вперед из кромки крыла. В результате передняя кромка элерона оказывается на пути воздушного по­ тока и создаёт лобовое сопротивление. Это помогает уравновесить сопротивление, создаваемое отклонён­ ным вниз элероном на противоположном крыле, и уменьшить обратное рыскание (рис. 5-7).

Кроме того, при отклонении элерона Фрайса вверх между его задней кромкой и крылом возникает зазор, позволяющий воздушному потоку свободно обтекать элерон. Это делает его более эффективным на высоких углах атаки.

Элероны Фрайса также могут функционировать как дифференциальные. Как и последние, элероны Фрайса не позволяют полностью устранить обратное рыска­ ние. Поэтому при их применении необходимо парал­ лельно задействовать руль направления.


Связка элеронов и руля направления


Элероны и руль направления часто объединяются в единый орган управления. Связь между ними обеспе­ чивается с помощью соединительных пружин, которые автоматически отклоняют руль высоты одновременно с отклонением элеронов, позволяя скомпенсиро­ вать возникающее при этом лобовое сопротивление. Например, когда пилот отклоняет штурвал или ручку

Рис. 5-7. Элероны Фрайса.


управления, чтобы создать левый крен, соединитель­ ные тросы и пружины тянут вперёд левую педаль руля направления, предотвращая рыскание вправо. Связь между отклонением элерона и руля направления можно временно отключить, например, если необхо­ димо войти в режим скольжения на крыло (рис. 5-8).


Флапероны

Флапероны способны выполнять функции как эле­ ронов, так и закрылков. Помимо управления углом крена (как обычные элероны), флапероны могут от­ клоняться вниз синхронно, работая как закрылки. Пилот сохраняет раздельный контроль над элеро­ нами и закрылками. Для преобразования управляю­ щих движений пилота в отклонение единого набора управляющих поверхностей (флаперонов) использу­ ется устройство, называемое «микшер». Флапероны часто крепятся на некотором расстоянии от кромки крыла, что позволяет обеспечить свободное движение воздушного потока при высоких углах атаки и/или малых скоростях (рис. 5-9).


Руль высоты

Руль высоты управляет тангажом ЛА. На небольших самолётах руль высоты, также как и элероны, соеди­ нён со штурвальной колонкой посредством набора


Рис. 5-9. Флапероны на лёгком самолёте «Скайстар Китфокс МК 7».


Как упоминалось ранее (при изложении вопроса устойчивости ЛА), на эффективность руля высоты в управлении тангажом влияют мощность двигателя, положение линии силы тяги и расположение гори­ зонтальных поверхностей на хвостовом оперении. Например, горизонтальное хвостовое оперение может располагаться в нижней части вертикального стабили­ затора, в середине или в верхней его точке (как в случае Т-образного хвостового оперения).


С:

Рис. 5-8. Связка элеронов и руля направления.


механических связей. При взятии штурвальной ко­ лонки на себя задняя кромка руля высоты отклоня­ ется вверх. Это положение обычно называется «руль высоты вверх» (рис. 5-10).

Положение «руль высоты вверх» снижает кривизну аэродинамической плоскости руля высоты и создаёт направленную вниз аэродинамическую силу, которая больше, чем сила, действующая на хвостовое оперение при установившемся прямолинейном полёте. В резуль­ тате хвост самолёта опускается, а нос поднимается. Точка приложения момента тангажа приблизительно совпадает с центром тяжести самолёта (ЦТ). Величина момента тангажа зависит от аэродинамического каче­ ства горизонтального хвостового оперения и от рас­ стояния от него до ЦТ самолёта. Отдача штурвальной колонки от себя приводит к обратному эффекту. В этом случае кривизна руля высоты увеличивается, создавая увеличенную подъёмную силу и уменьшая нисходя­ щую силу, действующую на горизонтальный стаби­ лизатор/руль высоты. При этом хвост поднимается, а нос опускается. Момент тангажа, опять же, приложен около ЦТ самолёта.

Т-образное хвостовое оперение

При Т-образной конфигурации хвостового оперения руль высоты расположен таким образом, что в нор­ мальных полётных условиях он оказывается выше траекторий движения воздушного потока, обтекаю­ щего фюзеляж и крылья, и сноса потока с воздушного винта. Таким образом, руль высоты находится в невоз­ мущённом воздушном потоке, и его действие остаётся стабильным в большинстве режимов полёта.


Нос веерх Хвос:r ВИИ3


НИСХОДЯЩIIЯ

аэродиН811ИЧSС1<8Я

сила


Рис. 5-10. Руль высоты является основным органом управления положением ЛА по тангажу.


Т-образную конструкцию хвостового оперения имеют многие самолёты, как большие, так и малые. Особенно часто она встречается в случаях, когда дви­ гатели расположены в хвостовой части фюзеляжа. Это объясняется тем, что Т-образная конфигурация ис­ ключает воздействие на хвостовое оперение выхлоп­ ных газов двигателей. Т-образное хвостовое оперение обычно характерно для гидросамолётов и амфибий, поскольку это обеспечивает максимальное расстояние от горизонтальных хвостовых плоскостей до поверхно­ сти воды. Дополнительным плюсом является снижение вибрации и шума внутри самолёта.

На малых скоростях (для обеспечения определён­ ного угла кабрирования) руль высоты на самолётах с Т-образным оперением должен отклоняться на боль­ ший угол, чем на самолётах обычной конструкции. Это связано с тем, что при обычном хвостовом оперении снос потока с воздушного винта оказывает давление на хвостовые плоскости и помогает поднять нос самолёта. Поскольку органы управления самолётом настроены таким образом, что для большего отклонения управ­ ляющей плоскости необходимо большее управляющее усилие, то для достижения определённого угла кабри­ рования самолёта с Т-образным оперением нужно при­ ложить большую силу, чем в случае самолёта обычной схемы. Продольная устойчивость сбалансированного самолёта одинакова для обеих конфигураций хвосто­ вого оперения, но лётчик, пилотирующий самолёт с Т-образным оперением, должен знать, что при движе­ нии на малых скоростях во время взлёта, посадки или сваливания необходимо прикладывать большие управ­

ляющие усилия, чем на самолёте обычной схемы.

Самолёты с Т-образным оперением также нуждаются в конструктивных решениях, помогающих бороться с флаттером. Поскольку вес горизонтального хвостового оперения давит на верхушку вертикального стабили­ затора, плечо момента создаёт на вертикальный стаби­ лизатор значительную нагрузку, приводящую к флат­ теру. Для противодействия этому эффекту необходимо увеличивать жёсткость вертикального стабилизатора, что неизбежно увеличивает вес конструкции по срав­ нению с самолётами с обычным хвостовым оперением.

При полёте с очень высоким УА, на малой скорости и с ЦТ, сдвинутым назад, самолёты с Т-образным опере­ нием могут быть подвержены глубокому сваливанию. В режиме глубокого сваливания воздушный поток над горизонтальным хвостовым оперением заглуша­ ется возмущённым потоком с крыльев и фюзеляжа. В таких обстоятельствах управляемость руля высоты и стабилизатора может понизиться, что затруднит вы­ ход из сваливания. Следует заметить, что в подобных случаях существенным фактором является также по­ ложение ЦТ, поскольку такие проблемы возникают и


Рис. 5-11. Самолёт с Т-образным хвостовым оперением во время полёта с высоким УА и смещённым назад ЦТ.


при пилотировании самолётов с обычным хвостовым оперением, если их ЦТ смещён назад (рис. 5-11).

Поскольку полет с высоким УА на низкой скорости и со смещённым назад ЦТ может представлять опасность, многие самолёты комплектуются системами, реагиру­ ющими на такой режим полёта. Диапазон подобных си­ стем очень широк - от ограничителей управления до пружинного компенсатора руля высоты.

Пружинный компенсатор руля высоты помогает опустить нос самолёта, предотвращая сваливание, вызванное смещением назад ЦТ. Сваливание происхо­ дит, когда руль высоты правильно сбалансированного самолёта находится в положении опущенной задней кромки, заставляя хвост подниматься, а нос - опу­ скаться. Если, будучи в этом неустойчивом положе­ нии, самолёт попадает в область турбулентности и ещё более замедляется, триммер теряет возможность удерживать руль высоты в положении с опущенным носом. Руль высоты выравнивается по потоку, и нос самолёта резко поднимается, приводя к сваливанию. Пружинный компенсатор создаёт механическую на­ грузку на руль высоты, заставляя его вернуться в поло­ жение с опущенным носом.

Триммер руля высоты уравновешивает действие пру­

жинного компенсатора, обеспечивая балансировку руля высоты. Когда триммер перестаёт выполнять эту функцию, пружинный компенсатор возвращает руль высоты в положение с опущенным носом. Нос самолёта опускается, а скорость возрастает, предотвращая сва­ ливание (рис. 5-12).

Руль высоты должен быть в состоянии удержать нос самолёта во время предпосадочного разворота. В этом случае проблему может вызвать смещённый вперёд ЦТ. Во время предпосадочного выравнивания мощ­ ность двигателя обычно снижается, что уменьшает


Антикомпенсатор


Точки вращения


Кривошип


Рис. 5-12. Когда (вследствие смещения ЦТ назад) горизонтальное оперение теряет свою аэродинамическую эффективность, пружинный компенсатор обеспечивает механическую нагрузку

на руль высоты и помогает опустить нос самолёта.


интенсивность воздушного потока, обтекающего хво­ стовое оперение. Этот фактор, совместно с уменьше­ нием скорости перед посадкой, приводит к снижению эффективности руля высоты.

Как следует из вышеизложенного, пилоты должны хорошо понимать и неукоснительно соблюдать мето­ дику правильной загрузки самолёта, особенно в связи с положением ЦТ. Дополнительная информация о мето­ диках загрузки самолёта, а также о весе и равновесии, содержится в главе 9, «Вес и центровка».


Стабилизатор


Как было сказано в главе 2, «Устройство летательного аппарата», стабилизатор представляет собой одноком­ понентную стабилизирующую аэродинамическую по­ верхность, которая поворачивается вокруг централь­ ного шарнира. Когда пилот берёт штурвальную колонку

«на себя», задняя кромка стабилизатора приподнима­ ется, поднимая нос самолёта. Отдача штурвальной ко­ лонки «от себя» опускает заднюю кромку стабилиза­ тора, в результате чего нос самолёта опускается.

Поскольку стабилизаторы поворачиваются вокруг центрального шарнира, они чрезвычайно чувстви­ тельны к управляющим усилиям и аэродинамиче­ ским нагрузкам. Для снижения этой чувствительно­ сти в заднюю кромку стабилизаторов встраиваются антикомпенсаторы, которые отклоняются в том же направлении, что и стабилизатор. Поэтому для от­ клонения стабилизатора требуется большая сила, что делает его менее чувствительным к случайным дви­ жениям пилота. Помимо этого, перед главным лон­ жероном обычно размещается противовес. Он может

Противовес


Рис. 5-13. Стабилизатор- однокомпонентная горизонтальная хвостовая плоскость, которая поворачивается вверх и вниз вокруг центрального шарнира.


встраиваться в хвостовое оперение или переднюю часть законцовки стабилизатора (рис. 5-13).


Аэродинамическая схема «утка»


В конструкции типа «утка» используются две подъём­ ные поверхности, причём передняя функционирует как горизонтальный стабилизатор, расположенный пе­ ред основным крылом. Фактически, переднее горизон­ тальное оперение (ПГО) является аэродинамической поверхностью, аналогичной горизонтальному хвосто­ вому оперению самолётов обычной схемы. Разница заключается в том, что ПГО создаёт подъёмную силу и поддерживает нос в поднятом положении, в то время как в самолётах обычной схемы на хвостовое оперение действует нисходящая сила, препятствующая опуска­ нию носа (рис. 5-14).


Рис. 5-14. Административный самолёт «Бичкрафт Старшип» построен по аэродинамической схеме «утка».

Аэродинамическая схема «утка» восходит к ран­ нему периоду развития авиации. Впервые она была использована на аэроплане «Флайер» братьев Райт. В последнее время эта схема снова стала популярной и часто используется в конструкции новейших само­ лётов. Схема «утка» бывает двух видов: в первом ПГО имеет примерно такой же размер, как горизонтальное хвостовое оперение в самолётах обычной схемы, авто­ рой представляет собой комбинацию двух аэродина­ мических поверхностей примерно одного размера, расположенных друг за другом (так называемая схема

«тандем»). Теоретически, схема «утка» считается более

эффективной, поскольку использование ПГО для соз­ дания подъёмной силы должно приводить к меньшему лобовому сопротивлению при заданной величине подъёмной силы.


Руль направления

Руль направления управляет движениями самолёта вокруг вертикальной оси. Это движение называется рысканием. Как и другие основные управляющие пло­ скости, руль направления представляет собой движу­ щуюся поверхность, прикреплённую к неподвижной поверхности, - в нашем случае, к вертикальному ста­ билизатору, или килю. Руль направления приводится в движение правой или левой педалью управления.

Когда руль направления отклоняется в сторону набегающего потока, возникает горизонтальная сила, действующая в противоположном направ­ лении (рис. 5-15). При нажатии левой педали руль


Рыскание


Лево руля


Рис. 5-15. Результат воздействия на руль направления аэродинамической силы, направленной слева направо.


направления отклоняется влево. Это меняет воздуш­ ный поток вокруг вертикального стабилизатора/руля высоты и создаёт боковую подъёмную силу, которая толкает хвост вправо, в результате чего нос самолёта смещается влево. С увеличением скорости эффектив­ ность руля направления возрастает; поэтому для до­ стижения необходимого эффекта угол отклонения руля при низкой скорости должен быть гораздо выше, чем при высокой. Спутная струя, возникающая позади воздушного винта в винтовых самолётах, повышает эф­ фективность руля направления.


  1. образное хвостовое оперение

    У-образная конструкция хвостового оперения пред­ ставляет собой две наклонных поверхности, которые выполняют те же функции, что рули высоты и направ­ ления в самолётах обычной схемы. Неподвижные по­ верхности действуют одновременно как горизонталь­ ные и вертикальные стабилизаторы (рис. 5-16).


    Рис. 5-16. Лёгкий самолёт "Бичкрафт Бонанза V35".


    Подвижные поверхности, которые обычно назы­ вают «руддерваторами», соединены специальными тягами, которые позволяют управлять обеими по­ верхностями одновременно (через поворот штурвала управления). С другой стороны, нажатие педали руля направления поворачивает хвостовые поверхности дифференциально, что приводит к изменению на­ правления движения.

    Когда пилот работает одновременно штурвалом и педалями, регулировочный механизм поворачивает каждую поверхность на необходимый угол. Система управления У-образным хвостовым оперением зна­ чительно сложнее, чем в самолётах обычной схемы. Кроме того, У-образная конструкция более подвер­ жена эффекту «голландского шага», а лобовое сопро­ тивление снижается незначительно по сравнению с самолётами обычной схемы.


    Основное сечение крыла Щелевой закрылок


    Плоский закрылок


    ......

    Разрезной закрылок

    • •••

    Рис. 5-17. Пять основных видов закрылков.


    Вспомогательнаясистема управления полётом


    Вспомогательная система управления полётом мо­ жет состоять из закрылков, управляющих плоско­ стей передней кромки крыла, интерцепторов и орга­ нов балансировки.


    Закрылки

    Закрылки являются наиболее часто встречающимся компонентом механизации крыла самолёта. Эти по­ верхности устанавливаются на задней кромке крыла и при любом заданном УА увеличивают одновременно подъёмную силу и индуктивное сопротивление. Закрылки обеспечивают компромисс между высокой крейсерской и низкой посадочной скоростями, по­ скольку при необходимости они могут быть выдви­ нуты, а в остальное время остаются убранными внутрь структуры крыла. Существует четыре основных разно­ видности закрылков: плоский (бесщелевой), разрезной, щелевой и выдвижной (закрылок Фаулера) (рис. 5-17).

    Плоский закрылок - наиболее простой из вышепе­ речисленных видов закрылков. Он повышает кривизну крыла, что при одном и том же УА приводит к значи­ тельному увеличению коэффициента подъёмной силы (С). Одновременно существенно увеличивается лобо­ вое сопротивление, а центр давления (ЦД) перемеща­ ется в заднюю часть крыла, вызывая направленный вниз момент тангажа.

    Закрылок Фаулера


    Щелевой закрылок Фаулера


    Разрезной закрылок отклоняется от нижней поверх­ ности крыла и создаёт несколько больший прирост подъёмной силы, нежели плоский. Под крылом возни­ кает дополнительная зона турбулентности, что повы­ шает лобовое сопротивление. Будучи полностью вы­ двинутыми, и плоские, и разрезные закрылки создают существенное лобовое сопротивление при незначи­ тельном увеличении подъёмной силы.

    В настоящее время наиболее распространённый вид закрылков - щелевые. В различных вариантах они устанавливаются как на лёгкие, так и на крупные самолёты. Щелевые закрылки позволяют увеличить коэффициент подъёмной силы в гораздо большей сте­ пени, чем плоские или разрезные. На лёгких самолё­ тах шарнир закрылка располагается под его нижней поверхностью, и при опускании закрылка между его передней кромкой и крылом возникает зазор, в кото­ рый устремляется высокоэнергетический поток воз­ духа с нижней поверхности закрылка. Он ускоряет движение граничного потока на верхней поверхности закрылка и замедляет отрыв потока, обеспечивая тем самым более высокий коэффициент СУ. Таким образом, щелевой закрылок обеспечивает существенно больший прирост максимального коэффициента подъёмной силы (CYma)' нежели плоский или разрезной. Хотя су­ ществует множество разновидностей щелевых закрыл­ ков, на крупные самолёты чаще всего устанавливаются двух- и даже трёхщелевые закрылки. Они позволяют максимально увеличить лобовое сопротивление,


    Жёсткая щель


    Подвижный закрылок


    Рис. 5-18. Механизация передней кромки крыла.


    предотвращая при этом отрыв потока с поверхности закрылка и, как следствие, сохраняя всю создаваемую ими подъёмную силу.

    Закрылки Фаулера являются разновидностью щеле­ вых закрылков. Закрылки этого типа не только меняет кривизну крыла, но и увеличивают его площадь. В от­ личие от других видов закрылков, они не поворачива­ ются на шарнире, а скользят назад по направляющим. В начале их выдвижения лобовое сопротивление почти не увеличивается, а подъёмная сила значительно воз­ растает, поскольку растёт как кривизна, так и площадь поверхности крыла. В ходе дальнейшего выдвижения закрылок отклоняется вниз. В конечной фазе выдви­ жения закрылок увеличивает лобовое сопротивление, почти не меняя подъёмной силы.


    Элементы механизации передней кромки крыла

    На передней кромке крыла также могут располагаться органы управления полётом. Наиболее распростра­ нены жёсткие щели, подвижные закрылки, пред­ крылки и носовые щитки (рис. 5-18).

    Жёсткие щели направляют воздушный поток на верхнюю поверхность крыла и замедляют отрыв по­ тока на высоких углах атаки. Щель не увеличивает кри­ визну крыла, но повышает предел СУ, поскольку угол сваливания возрастает.

    Выдвижные предкрылки состоят из сегментов, скользящих по направляющим. При низких углах атаки предкрылок образует единую линию с профи­ лем крыла, поскольку на него оказывает воздействие

    Предкрылок


    е:е


    Носовой щиток

    I -•·,-.•.,- I

    ....;


    зона высокого давления, образующаяся около перед­ ней кромки крыла. По мере увеличения УА область высокого давления перемещается назад, под нижнюю поверхность крыла, и предкрылок выдвигается вперёд. Существуют также управляемые предкрылки, которые могут быть выдвинуты при любом УА. При полностью выдвинутых предкрылках воздух получает возмож­ ность перетекать с нижней поверхности крыла на верх­ нюю, что замедляет отрыв потока.

    В целом, назначение предкрылков, как и закрылков, заключается в увеличении CYmax и кривизны крыла. Они часто используются совместно с закрылками и могут снизить нисходящий момент тангажа, который создают последние. Как и в случае закрылков, при небольшом выдвижении предкрылки увеличивают подъёмную силу гораздо сильнее, чем лобовое сопро­ тивление. При дальнейшем выдвижении лобовое со­ противление растёт быстрее, чем подъёмная сила.

    Назначение щитков передней кромки, как и у пред­ крылков и закрылков, заключается в увеличении CYmax и кривизны крыла. Но, в отличие от предкрылков и закрылков, щитки передней кромки являются непод­ вижными элементами крыла. В большинстве случаев щитки выступают из передней кромки крыла вперед и вниз. Это улучшает сцепление воздушного потока с верхней поверхностью крыла на высоких углах атаки, снижая скорость сваливания. Неподвижная конструк­ ция щитков передней кромки снижает максимальную крейсерскую скорость, но последние достижения в авиаинженерной технологии позволяют уменьшить этот эффект.


    Интерцепторы


    Интерцепторы (спойлеры) представляют собой по­ верхности с высоким лобовым сопротивлением. Вы­ двигаясь из профиля крыла, они разрушают гладкий воздушный поток вокруг крыла, снижают подъём­ ную силу и увеличивают лобовое сопротивление. Конструкция большинства планеров и многих само­ лётов предполагает наличие интерцепторов. На пла­ нерах интерцепторы используются для управления снижением перед посадкой. На других ЛА интерцеп­ торы часто используются для управления креном, с тем преимуществом, что их использование исключает обратное рыскание. Например, при правом повороте интерцептор правого крыла поднимается, уменьшая подъёмную силу и увеличивая лобовое сопротивление с правой стороны фюзеляжа. Правое крыло опускается, и самолет накреняется с одновременным поворотом направо. Одновременное выдвижение обоих интерцеп­ торов позволяет начать снижение без набора скорости. Интерцепторы также используются для снижения по­ слепосадочного пробега. Снижая подъёмную силу, они переносят нагрузку на шасси, повышая эффектив­ ность тормозов (рис. 5-19).

    Сконструированные с целью минимизировать на­ грузку на пилота, системы балансировки облегчают движение и позиционирование управляющих поверх­ ностей, к которым они прикреплены. К наиболее часто встречающимся системам балансировки относятся триммеры, сервокомпенсаторы, антикомпенсаторы, регулируемые на земле триммеры и регулируемый стабилизатор.


    Триммеры

    На лёгких самолётах чаще всего устанавливается един­ ственный триммер, прикреплённый к задней кромке руля высоты. В большинстве случаев триммер управля­ ется вручную, с помощью небольшого вертикального маховичка. На некоторых самолётах вместо маховика используется ручка управления триммером. Приборы кабины пилота включают в себя указатель положения триммера. Для того, чтобы опустить нос самолёта вниз, триммер должен быть поднят вверх. Когда триммер поднят вверх и в направлении воздушного потока, воз­ душная струя над горизонтальными плоскостями хво­ стового оперения стремится опустить заднюю кромку руля высоты. Это заставляет хвост самолёта подни­ маться, а нос- опускаться (рис. 5-20).


    Балансировка пикирующего момента

    Рис. 5-19. Интерцепторы уменьшают подъёмную силу  

    и увеличивают лобовое сопротивление при снижении и посадке.


    Системы балансировки


    Хотя самолёт может эксплуатироваться в широком диапазоне режимов, скоростей и уровней мощности, полёт в автоматическом режиме возможен только при крайне ограниченном наборе этих переменных. Для освобождения пилота от необходимости сохранять постоянное давление на органы управления использу­ ются системы балансировки, которые обычно состоят из приборов кабины пилота и небольших поворотных устройств, установленных на задней кромке одной или нескольких основных управляющих поверхностей.

    Рут.высоты


    Триммер вниз - руль высаты ваерх


    Балансировка кабрирующего момента


    Рис. 5-20. Руль высоты и его триммер всегда движутся в противоположных направлениях.


    Если нос самолета необходимо поднять, триммер должен быть опущен. В этом случае воздух, обтекаю­ щий горизонтальное хвостовое оперение снизу, стал­ кивается с триммером и толкает заднюю кромку руля высоты вверх, снижая его УА. Это заставляет хвост са­ молёта опуститься, а нос - подняться.

    Несмотря на то, что триммер и руль высоты всегда движутся в противоположных направлениях, управ­ ление триммером естественно для пилота. Если ему необходимо удерживать штурвальную колонку в по­ ложении «на себя», указатель положения триммера показывает, что триммер необходимо привести в по­ ложение «нос вверх». Согласно нормальной процедуре, необходимо продолжать балансировку до тех пор, пока самолёт не будет уравновешен и перетяжеление на нос не прекратится. Обычно пилот первоначально опреде­ ляет необходимую мощность, положение по тангажу и компоновку самолёта, а затем балансирует его так, чтобы отсутствовали управляющие нагрузки, которые могут возникать в таких полётных условиях. Если мощ­ ность, положение по тангажу или компоновка меня­ ется, необходимо провести новую балансировку, чтобы ликвидировать возникшие управляющие нагрузки.


    Сервокомпенсаторы

    В некоторых самолётах управляющие силы могут достигать значительной величины. Чтобы снизить их, производители используют сервокомпенсаторы. Внешне они выглядят как триммеры и подвешены на шарнирах примерно в тех же местах, что и последние. Принципиальная разница между теми и другими в сле­ дующем: сервокомпенсатор соединён с тягой управ­ ляющей поверхности, так что, когда основная управ­ ляющая поверхность движется в одном направлении, сервокомпенсатор автоматически начинает двигаться в противоположном. Ударяя в сервокомпенсатор, воз­ душный поток частично уравновешивает давление, действующее на основную управляющую поверхность, и облегчает пилоту процесс управления ею.

    Если проводка между сервокомпенсатором и не­ подвижной плоскостью управления регулируется из кабины, он одновременно может выполнять функ­ цию триммера.


    Антикомпенсаторы


    Антикомпенсаторы работают таким же образом, что и сервокомпенсаторы, с единственным различием: они движутся не в противоположном, а в том же направ­ лении, что и задняя кромка стабилизатора. Помимо снижения чувствительности стабилизатора, анти­ компенсатор также выполняет функцию триммера,

    снижая управляющее давление и сохраняя стабилиза­ тор в желаемой позиции. Тяга крепится к нижней по­ верхности антикомпенсатора, в то время как другой её конец закрепляется на верхней стороне неподвижного горизонтального оперения. Когда задняя кромка ста­ билизатора движется вверх, тяга поднимает и заднюю кромку антикомпенсатора. Когда стабилизатор опу­ скается, опускается и антикомпенсатор. И напротив, триммеры на руле высоты движутся в направлении, противоположном движению управляющей поверхно­ сти (рис. 5-21).


    Сrабипизатор Ось вращения


    Рис. 5-21. Антикомпенсатор придаёт управляющей поверхности более обтекаемую форму, делая стабилизатор менее чувствительным к действиям пилота.


    Регулируемые на земле триммеры


    Многие лёгкие самолёты имеют на руле направления неподвижный металлический триммер. На земле его изгибают в ту или иную сторону, чтобы сбалансировать руль направления. Правильное положение достигается методом проб и ошибок. Обычно возникает необходи­ мость в небольшой дополнительной корректировке, прежде чем самолет в крейсерском режиме перестанет скользить на правое или левое крыло (рис. 5-22).


    Регулируемый стабилизатор


    Вместо движущегося триммера, устанавливаемого на заднюю кромку стабилизатора, некоторые самолёты имеют регулируемый стабилизатор. В такой конструк­ ции тяги поворачивают горизонтальный стабилизатор вокруг его заднего лонжерона. Это достигается исполь­ зованием винтового домкрата, устанавливаемого на переднюю кромку стабилизатора (рис. 5-23).


    Рис. 5-22. Регулируемый на земле триммер устанавливается на руль направления многих лёгких самолётов с целью добиться нулевого угла между осью рыскания и набегающим потоком.


    ПИКИJ)О118НИ8


    Кабрмроеание


    Регулируемый стабилизатор

    Рис. 5-23. В конструкции некоторых самолётов, включая большинство реактивных транспортных самолётов, для обеспечения балансировки сил по тангажу используется регулируемый стабилизатор.


    На лёгких самолётах винтовой домкрат имеет тросо­ вый привод, управляемый маховиком или ручкой. На больших самолётах он обеспечивается сервоприводом. Эффект балансировки и индикация положения для ре­ гулируемого стабилизатора те же, что для триммера.


    Автопилот

    Автопилот - это автоматическая система управления полётом, которая сохраняет положение ЛА в горизон­ тальном полёте или на заданном курсе. Она может контролироваться пилотом либо ориентироваться по радионавигационному сигналу. Автопилот снижает физическую и интеллектуальную нагрузку на пилота и повышает безопасность полёта. Функциями автопи­ лота обычно являет стабилизация ориентации и на­ правления полета ЛА.

    В простейших автопилотах используются гироско­ пические указатели пространственного положения и магнитные компасы, которые контролируют серво­ механизмы системы полётного контроля (рис. 5-24). Количество и расположение этих сервомеханизмов за­ висит от сложности системы. Например, одноосевой автопилот контролирует положение ЛА относительно продольной оси, а его сервомеханизм приводит в дей­ ствие элероны. Трёхосевой автопилот контролирует положение ЛА относительно продольной, поперечной и вертикальной осей. Три отдельных сервомеханизма приводят в действие элероны, руль высоты и руль на­ правления. Более сложные системы часто обеспечи­ вают режим удержания вертикальной скорости и/или приборной скорости ЛА.


    Рис. 5-24. Простейший автопилот, интегрированный в систему управления полётом.


    Современные системы автопилотирования способны использовать пилотажно-навигационную информа­ цию (получаемую от группы собственных датчиков, самолётных систем, наземных радионавигационных средств) или даже выполнять команды бортового обо­ рудования соседнего самолёта. Автопилоты обычно комплектуются системой аварийного отключения, позволяющей выключить устройство автоматически или вручную.

    Сегодня автопилот является неотъемлемой частью системы управления полётом.

    •i,MФII

    Авиационные системы



    В настоящей главе рассматриваются основные системы, присутствующие на большинстве ЛА. К ним относятся двигатель, воздушный винт, система забора воздуха, а также топливная, масляная, система охлаждения, элек­ тросистема, шасси и система снижения токсичности вы­ хлопных газов.


    Силовая установка

    Двигатель ЛА (силовая установка) создаёт тягу, необ­ ходимую для движения ЛА. Поршневым и турбовинто­ вым двигателям для создания тяги необходим воздуш­ ный винт. В турбореактивных и турбовентиляторных двигателях тяга создаётся за счёт увеличения скорости воздуха, проходящего через двигатель. Помимо созда­ ния тяги, все вышеупомянутые двигатели обеспечи­ вают энергией различные системы, поддерживающие функционирование ЛА.


    Поршневые двигатели

    Поршневые двигатели устанавливаются на большин­ ство лёгких ЛА. Поршневой двигатель - двигатель внутреннего сгорания, в котором тепловая энергия расширяющихся газов, образовавшаяся в результате сгорания топлива в замкнутом объёме, преобразуется в механическую работу возвратно-поступательного движения поршня.

    Бурное развитие индустрии авиации общего назна­ чения и достижения инженерно-технической мысли способствовали тому, что за последние два десятиле­ тия поршневая технология значительно усовершен­ ствовалась. Внедрение компьютеризированных систем управления двигателями позволило снизить потребле­ ние топлива, сократить выбросы и снизить нагрузку на пилота.

    Поршневые двигатели построены на общем прин­ ципе преобразования химической энергии (энергии то­ плива) в механическую. Это преобразование происхо­ дит внутри цилиндров двигателя в процессе сгорания топлива. Конструктивно поршневые двигатели делятся на двигатели с искровым зажиганием и с воспламене­ нием от сжатия. В течение нескольких десятилетий поршневые двигатели с искровым зажиганием были самыми распространёнными в авиации. Стремясь сни­ зить эксплуатационные расходы, упростить конструк­ цию и повысить надёжность двигателей, некоторые


    производители начали использовать воспламенение от сжатия. К преимуществам двигателей этого типа относится и тот факт, что в них используется распро­ странённое и экономичное топливо - дизельное или авиационный керосин.

    Конструктивно двигатели с искровым зажиганием и с воспламенением от сжатия отличаются незначи­ тельно. В обоих типах присутствуют камеры сгорания и поршни, которые перемещается внутри цилиндров, превращая возвратно-поступательное движение во вращение коленчатого вала. Главное отличие между этими типами двигателей состоит в процессе воспламе­ нения топлива. В двигателях с искровым зажиганием используется система зажигания, воспламеняющая воздушно-топливную смесь.

    Воздушно-топливная смесь характеризуется соотно­

    шением количества содержащихся в нём топлива и воз­ духа. Идеальное (обеспечивающее полное сгорание) соотношение называется стехиометрическим.

    В двигателе с воспламенением от сжатия сначала в цилиндре сжимается воздух (из-за чего его темпера­ тура повышается до уровня самовоспламенения), а за­ тем туда впрыскивается топливо.

    Поршневые двигатели обоих типов, в свою очередь, подразделяются:

    1. по расположению цилиндра относительно колен­ чатого вала - на радиальные, рядные, У-образные и оппозитные;

    2. по рабочему циклу- на двух- и четырёхтактные; З) по методу охлаждения - на жидкостные и воз­

      душные.

      Радиальные (или звездообразные) двигатели широко использовались во время Второй мировой войны и рас­ пространены до сих пор. В этих двигателях цилиндры расположены радиальными лучами вокруг коленча­ того вала. Главными преимуществами радиального двигателя является его компактность и хорошее соот­ ношение мощности двигателя и его массы (рис. 6-1).

      Рядные двигатели имеют сравнительно небольшой периметр фронтальной поверхности, но отношение мощности к массе у них относительно низкое. Кроме того, при воздушном охлаждении холодный воздух почти не достигает тыльных цилиндров рядного двига­ теля, поэтому такие двигатели ограничены четырьмя или шестью цилиндрами. У-образные двигатели обе­ спечивают большую мощность, чем рядные, при этом их фронтальная поверхность остаётся небольшой.


      Рис. 6-1. Радиальный двигатель.


      Совершенствование технологии внутреннего сгора­ ния привело к созданию горизонтального оппозитного двигателя, который остаётся самым распространён­ ным в малой авиации. Эти двигатели всегда имеют чётное число цилиндров, поскольку каждый цилиндр с одной стороны коленчатого вала противостоит («оп­ понирует») цилиндру на другой стороне (рис. 6-2). В большинстве случаев такие двигатели имеют воз­ душное охлаждение и на самолётах с неподвижным крылом обычно устанавливаются в горизонтальном положении. Оппозитные двигатели имеют высокое отношение мощности к массе, поскольку их колен­ чатый вал имеет относительно малые размеры и вес.


      двухтактном цикле. Всасывание, сжатие, рабочий ход и выхлоп совершаются за два хода поршня, а не за четыре (как в более распространённых четырёхтакт­ ных двигателях). Поскольку в двухтактном двигателе поршень совершает рабочий ход при каждом обороте коленчатого вала, такие двигатели обычно имеют луч­ шее соотношение мощности к массе, чем аналогичные по параметрам четырёхтактные. В силу недостаточ­ ной эффективности и высокой токсичности выхлопа у двигателей ранних моделей, до последнего времени применение двухтактных двигателей в авиации было ограниченным.

      С развитием технологии многие из негативных факторов, исторически связываемых с двухтактными двигателями, удалось устранить. Использование пря­ мого впрыска топлива и сжатого воздуха, характерное для современных двигателей внутреннего сгорания, делает двухтактные компрессионные двигатели реаль­ ной альтернативой более распространённым четырёх­ тактным двигателям с искровым зажиганием (рис. 6-3).

      Нагнетаемый воздух Выпускной клапан Инжектор

      Кроме того, компактное расположение цилиндров Поршень

      уменьшает фронтальную поверхность двигателя и обеспечивает ему обтекаемую форму, минимизируя лобовое сопротивление.



      Оппозитные цилиндры

      Рис. 6-2. Горизонтальный оппозитный двигатель.


      Различные производители выпускают оппозитные двигатели как с искровым зажиганием, так и с вос­ пламенением от сжатия, которые могут быть двух­ или четырёхтактными.

      В двухтактных двигателях преобразование хи­ мической энергии в механическую происходит в

      1. Всасывание/компрессия 2. Рабочий ход и выхлоп

Рис. 6-3. Двухтактный двигатель с воспламенением от сжатия.


Четырёхтактные двигатели с искровым зажиганием сегодня остаются наиболее часто используемыми в авиации общего назначения (рис. 6-4). Главными компонентами поршневых двигателей с искровым зажиганием являются цилиндры, коленчатый и рас­ пределительный валы (с соответствующими компо­ нентами). Клапаны впуска/выхлопа, свечи зажигания и поршни располагаются в цилиндрах. Коленчатый вал и соединительные тяги размещаются в картере. Магнето обычно располагаются во вспомогательном кожухе двигателя.

В четырёхтактном двигателе преобразование хими­ ческой энергии в механическую совершается в цикле из четырёх этапов. Каждому из процессов всасывания, сжатия, рабочего хода и выхлопа соответствует один ход поршня.


Впускной кпапан


•


двигателе рабочие ходы каждого цилиндра равно­ мерно чередуются. За счёт этого двигатель уравно­ вешивается, поскольку все поршни одновременно приходят в крайние положения (два вверх и два вниз). Постоянное вращение коленчатого вала сохраняется за счёт точного распределения по времени рабочих ходов всех цилиндров. Длительная работа двигателя воз­ можна только при надлежащем функционировании вспомогательных систем, таких как системы забора воздуха, зажигания, топливная, масляная, системы охлаждения и выхлопная.

У истоков последних достижений в области инжене­ рии авиационных поршневых двигателей стоял немец­ кий инженер и предприниматель Франк Тилерт. В 60-х годах прошлого века он задался целью создать авиад­ вигатель, который, подобно автомобильному, работал бы на дизельном топливе. Преимущества дизельного поршневого двигателя вытекают из того факта, что дизельное топливо и керосин сходны по физическим свойствам. ЛА, оснащённый дизельным двигателем, может быть заправлен стандартным авиационным ке­ росином, что обеспечивает большую независимость, повышает надёжность, снижает расход топлива и экс­ плуатационные расходы.

Впускной клапан Выхлопной клапан


Коленчатый вал


Рис. 6-4. Основные компоненты четырёхтактного двигателя с искровым зажиганием.


  1. Такт всасывания начинается с того, что поршень движется вниз. Когда это происходит, впускной клапан открывается, и воздушно-топливная смесь поступает в цилиндр.

  2. Такт сжатия начинается, когда впускной клапан закрывается, и поршень движется вверх. В этой фазе цикла воздушно-топливная смесь сжимается в объёме с целью получения максимального вы­ хода энергии.

  3. Такт рабочего хода начинается с воспламенением воздушно-топливной смеси. При сгорании смеси высвобождается энергия, давление в цилиндре су­ щественно возрастает, и поршень движется вниз, поворачивая при этом коленчатый вал.

  4. Такт выхлопа используется для освобождения ци­ линдра от газообразных продуктов сгорания. Он начинается, когда открывается выпускной клапан, и поршень снова движется вверх.

    Даже когда двигатель работает на малых оборотах, этот четырёхтактный цикл происходит несколько сот раз в минуту (рис. 6-5). В четырёхцилиндровом


    Коленчатый вал Шатун


    1. Всасывание 2. Сжатие


3. Рабочий ход 4. Выхлоп


Рис. 6-5. Стрелки указывают направление движения коленчатого вала и поршня во время четырёхтактного цикла.


В 1999 годуТилерт создал компанию «Тилерт Эркрафт Энжинс» (ТАЕ), которая должна была разработать, спроектировать, сертифицировать и начать производ­ ство новейшего двигателя внутреннего сгорания, ра­ ботающего на авиационном керосине и предназначен­ ного для применения в авиации общего назначения. К марту 2001 года был создан прототип, ставший первым сертифицированным дизельным авиадвигателем со времен Второй мировой войны. В настоящее время ТАЕ продолжает проектировать и выпускать дизельные двигатели. Другие производители, как, например, ком­ пания SMA (Франция), также производят поршневые двигатели на авиационном керосине. Двигатели ком­ пании ТАЕ устанавливаются на такие лёгкие самолёты, как одномоторный «Даймонд DA40» и двухмоторный

«Даймонд DA42». Это первые дизельные авиадвига­ тели, которые были сертифицированы как компонент летательного аппарата.

Помимо этого, компания ТАЕ получила право устанавливать свои двигатели на некоторые модели самолётов семейств «Цессна-172» и «Пайпер РА-28». Поршневые двигатели на авиационном керосине про­ должают совершенствоваться. На ЛА, комплектую­ щиеся такими двигателями, обычно устанавливается электронно-цифровая система управления двигателем (FADEC, подробнее будет обсуждаться ниже), которая упрощает процесс управления двигателем и миними­ зирует расход топлива. К 2007 году совокупный налёт различных ЛА с поршневыми двигателями на авиаци­ онном керосине превысил 600 тыс. самолёто-часов.


Воздушный винт


Воздушный винт представляет собой вращающуюся аэродинамическую поверхность, поэтому он подчиня­ ется принципам индуктивного сопротивления, свали­ вания и другим законам аэродинамики, применимым к любому крылу. Воздушный винт создаёт тягу доста­ точной силы, чтобы тянуть (в некоторых случаях - толкать) ЛА сквозь воздух. Энергия двигателя вращает воздушный винт, а он, в свою очередь, создаёт тягу, аналогично тому, как крыло создаёт подъёмную силу. Величина создаваемой тяги зависит от формы аэро­ динамической поверхности, угла атаки лопастей воз­ душного винта и частоты вращения двигателя. Сам воздушный винт имеет изогнутую форму, так что угол установки лопасти меняется от законцовки к втулке. Угол набегания и шаг воздушного винта максимальны у втулки и минимальны у законцовки лопасти (рис. 6-6).

Цель изгиба лопасти - обеспечить возникновение одинаковой подъёмной силы от втулки к законцовке. При вращении лопасти различные точки на её по­ верхности движутся с разной истинной скоростью.


Рис. 6-6. Изменение конфигурации лопасти воздушного винта от втулки к законцовке.

Законцовка лопасти движется быстрее, чем область возле втулки, поскольку за одно и то же время первая проходит большее расстояние, чем вторая (рис. 6-7). Изменяя угол набегания (шаг) от законцовки к втулке в соответствии со скоростью каждой точки лопасти, можно достичь одинаковой подъёмной силы по всей её длине.


Рис. 6-7. Соотношение пройдённого расстояния и скорости различных областей лопасти воздушного винта.


Лопасть, у которой угол набегания был бы одинаков по всей её длине, оказалась бы неэффективной, по­ скольку по мере увеличения воздушной скорости во время полёта область возле втулки начинала бы дви­ гаться с отрицательным УА, в то время как законцовка входила бы в сваливание.

Лёгкие самолёты оснащаются тем или иным из двух разновидностей воздушного винта: с постоянным или изменяемым шагом лопастей.


Воздушный винт постоянного шага


Воздушный винт с фиксированным углом установки лопастей называется винтом постоянного шага. Шаг такого воздушного винта устанавливается производи­ телем и не может быть изменён. Поскольку воздушный винт постоянного шага достигает наилучшей произ­ водительности только при определённом сочетании воздушной скорости и частоты вращения двигателя, установленный шаг не может быть идеальным ни в крейсерском режиме, ни при наборе высоты. Таким об­ разом, ЛА с таким воздушным винтом не может быть максимально эффективным ни в одном полётном ре­ жиме. Воздушный винт постоянного шага использу­ ется, когда необходимо добиться малого веса, про­ стоты и низкой стоимости ЛА.

Существует два типа винтов постоянного шага: тан­ гажный и маршевый. Выбор типа воздушного винта за­ висит от предполагаемого назначения ЛА. Тангажный винт имеет меньший шаг, а значит, испытывает мень­ шее лобовое сопротивление. Это позволяет повысить обороты двигателя и его мощность, что повышает эф­ фективность ЛА во время взлёта и набора высоты, но снижает её при полёте в крейсерском режиме.

Маршевый воздушный винт имеет больший шаг, от­ сюда и большее лобовое сопротивление. Обороты дви­ гателя и мощность ниже, чем в первом случае, а значит, эффективность во время взлёта и набора высоты сни­ жается, а в крейсерском режиме - повышается.

Воздушный винт обычно крепится на валу, который может быть продолжением коленчатого вала двигателя. В этом случае частота вращения воздушного винта и коленчатого вала совпадают. Иногда воздушный винт устанавливается на валу, соединяющемся с коленча­ тым валом через зубчатую передачу. В таком варианте частота вращения винта и двигателя различны.

На ЛА с винтом постоянного шага тахометр отобра­ жает мощность двигателя (рис. 6-8). Шкала тахометра калибруется в сотнях оборотов в минуту (rpm), и изме­ ренная величина напрямую указывает на частоту вра­ щения двигателя и воздушного винта. Прибор имеет цветную маркировку шкалы: зелёная дуга обозначает максимальную частоту вращения при непрерывной эксплуатации. На шкалах некоторых тахометров, по­ мимо этого, указываются предельные частоты вра­ щения двигателя и/или воздушного винта. Чтобы из­ бежать каких-либо разночтений при съёме показаний тахометра, следует внимательно изучить рекоменда­ ции производителя.

Для управления оборотами двигателя используется ручка газа, которая контролирует интенсивность по­ ступления воздушно-топливной смеси в двигатель. При полёте на постоянной высоте изменения в показаниях


Рис. 6-8. Тахометр отображает частоту вращения двигателя.


тахометра напрямую отражают изменение полезной мощности двигателя.

Однако при увеличении рабочей высоты эта прямая зависимость может быть нарушена. Например, частота вращения двигателя 2300 об/мин на высоте 1,5 км создаёт меньшую мощность, чем такая же частота на уровне моря, поскольку полезная мощность зависит от плотности воздуха. С увеличением высоты плотность воздуха падает, а со снижением плотности (с повыше­ нием высоты по плотности) падает и полезная мощ­ ность двигателя. Поэтому для сохранения полезной мощности при изменении высоты необходимо изме­ нить положение ручки газа. Чтобы мощность не упала при увеличении высоты, газ необходимо прибавить.


Воздушный винт изменяемого шага

Воздушный винт изменяемого шага был предшествен­ ником винтов постоянной скорости. Шаг лопастей такого винта может быть отрегулирован на земле с выключенным двигателем, но в полёте это сделать невозможно. Его также называют винтом с перестав­ ляемыми на земле лопастями. К 30-м годам ХХ века авиаконструкторы заложили базу для создания автома­ тических механизмов изменения шага винта, поэтому так иногда называют воздушные винты постоянной скорости, регулируемые во время полёта.

Первые винты изменяемого шага допускали только два положения лопастей: высокий и низкий шаг. Сегодня большинство таких винтов позволяют регули­ ровать шаг в широком диапазоне.

Воздушный винт постоянной скорости - это управ­ ляемый винт изменяемого шага, который управляется автоматическим регулятором шага так, чтобы сохра­ нять неизменную частоту вращения вне зависимости от изменений аэродинамической нагрузки. Это наи­ более распространённый вид винтов изменяемого

шага. Главным преимуществом винта с постоянной скоростью является высокий кпд, с которым он спосо­ бен преобразовывать тормозную мощность в тяговую в очень широком диапазоне сочетаний частот вращения и воздушных скоростей. Воздушный винт постоянной скорости эффективнее винтов других типов, поскольку обеспечивает возможность выбора необходимой ча­ стоты вращения двигателя в любых полётных условиях. ЛА с воздушным винтом постоянной скорости имеет два органа управления: ручка газа и ручка управле­ ния воздушным винтом. Первый управляет уровнем полезной мощности, а второй - частотой вращения двигателя. При этом, в свою очередь, регулируется частота вращения воздушного винта, которая ото­

бражается на тахометре.

Как только определённая частота вращения достиг­ нута, регулятор автоматически меняет угол установки лопастей так, чтобы сохранить установленную частоту. Например, если при полёте в крейсерском режиме по­ сле установки заданной частоты вращения увеличива­ ется воздушная скорость или падает нагрузка на винт, угол установки лопастей увеличивается на величину, необходимую для сохранения частоты вращения. Соответственно, уменьшение воздушной скорости или повышение нагрузки на винт вызывают уменьшение угла установки лопастей.

Диапазон скоростей воздушного винта постоянной скорости, ограничиваемый упорами высокого и низ­ кого шагов, одновременно является диапазоном воз­ можных углов установки лопастей. До тех пор, пока лопасть при изменении угла не достигнет одного из упоров, частота вращения будет сохраняться постоян­ ной. После того, как лопасть достигнет упора, частота вращения двигателя будет изменяться как в случае винта постоянного шага. При этом будут происходить соответствующие изменения в воздушной скорости и нагрузке на винт. Например, если при установленной частоте вращения скорость ЛА упадёт настолько, что лопасти достигнут упора низкого шага, дальнейшее падение скорости приведёт к падению частоты враще­ ния двигателя. То же самое происходит и при увеличе­ нии воздушной скорости. Когда воздушная скорость растёт, угол установки лопастей увеличивается до тех пор, пока лопасти не достигнут упора высокого шага. Дальнейшее увеличение угла установки лопастей невозможно, и частота вращения двигателя начи­ нает расти.

На ЛА, оснащённых воздушным винтом постоянной скорости, полезная мощность двигателя контролиру­ ется ручкой газа и отображается на манометре наддува. Манометр измеряет абсолютное давление воздушно-то­ пливной смеси внутри впускного коллектора (наддув). При постоянной частоте вращения двигателя и высоте

полезная мощность напрямую зависит от количества воздушно-топливной смеси, поступающего в камеру сгорания. При прибавлении газа в двигатель начинает поступать большее количество смеси, и наддув возрас­ тает. При выключенном двигателе манометр наддува отображает давление окружающего воздуха (1 бар). Во время запуска двигателя показания манометра над­ дува падают ниже уровня давления окружающего воз­ духа (например, 0,3 бара). Отказ двигателя или потеря мощности отображаются на манометре наддува как увеличение давления внутри впускного коллектора до величины, соответствующей давлению окружающего воздуха на высоте, где это произошло (рис. 6-9).


Рис. 6-9. Манометр наддува отображает полезную мощность двигателя.

Манометр наддува имеет цветовую разметку шкалы, которая указывает на эксплуатационный диапазон двигателя. Шкала содержит дугу зелёного цвета, со­ ответствующую нормальному эксплуатационному диапазону, и красную метку, указывающую на верхний предел давления в коллекторе.

Эта величина не должна быть превышена при любой частоте вращения двигателя. Если давление во вход­ ном коллекторе избыточно, в цилиндрах также воз­ никает избыточное давление, что создаёт чрезмерную нагрузку на них. Если это повторяется достаточно ча­ сто, конструкция цилиндра может быть ослаблена, что рано или поздно приведёт к отказу двигателя.

Пилот может избежать излишней нагрузки на ци­ линдр, если будет постоянно контролировать частоту вращения, особенно при увеличении давления над­ дува. Для сохранения правильного соотношения между частотой вращения и давлением во входном коллекторе обратитесь к рекомендациям производи­ теля двигателя.

Для того, чтобы избежать перегрузки двигателя при изменении давления наддува и частоты вращения, от­ регулируйте мощность в следующем порядке:

Для предотвращения сильного износа, усталости материалов и повреждения высокопроизводительных поршневых двигателей следуйте рекомендациям про­ изводителей двигателя и/или ЛА.


Система питания двигателя

Система питания двигателя (СПД) обеспечивает посту­ пление в двигатель наружного воздуха, смешение его с топливом и доставку воздушно-топливной смеси в ци­ линдр, где происходит её сгорание. Наружный воздух поступает в СПД через впускное отверстие в передней части кожуха двигателя. Это отверстие обычно содер­ жит воздушный фильтр, препятствующий попаданию в двигатель пыли и других посторонних объектов. Поскольку фильтр время от времени забивается, дол­ жен быть предусмотрен дополнительный источник воздуха. Обычно таким источником является сама внутренняя область кожуха, куда воздух попадает, минуя воздушный фильтр. Некоторые дополнительные источники воздуха функционируют автоматически, другие - в ручном режиме.

В малой авиации наиболее часто используются два типаСПД:

  1. карбюраторная система, где перед поступлением во входной коллектор топливо и воздух смешива­ ются в карбюраторе;

  2. система впрыска топлива, где топливо и воздух смешиваются непосредственно перед поступле­ нием в цилиндр, либо впрыскиваются прямо в ци­ линдр и смешиваются уже в нём.


Карбюраторные системы


Карбюраторы бывают поплавкового либо прямого типа. Карбюраторы поплавкового типа, укомплектованные системой малого газа, жиклёром приёмистости, регу­ лятором качества смеси, механизмом остановки при

малом газе и системой обогащения, вероятно, явля­ ются, наиболее распространёнными из всех типов кар­ бюраторов. Карбюраторы прямого типа на малых само­ лётах обычно не устанавливаются. Основное различие между карбюраторами поплавкового и прямого типов заключается в способе подачи топлива. В карбюрато­ рах прямого типа топливо подаётся под давлением, создаваемым топливным насосом.

Принцип действия карбюратора поплавкового типа следующий. Перед тем, как попасть в двигатель, на­ ружный воздух проходит через воздушный фильтр, обычно установленный в воздухозаборнике в передней части кожуха двигателя. Отфильтрованный воздух попадает в карбюратор через узкую горловину, на­ зываемую диффузором. Когда воздух проходит через диффузор, возникает область низкого давления, кото­ рая заставляет топливо течь через жиклёр - калибро­ ванное отверстие, расположенное в передней части по­ плавковой камеры карбюратора. Затем струя топлива и воздушный поток встречаются, и образуется воз­ душно-топливная смесь (рис. 6-10). Она проходит че­ рез впускной коллектор и попадает в камеру сгорания, где воспламеняется.

Карбюратор поплавкового типа получил своё назва­ ние от поплавка, который плавает в топливе внутри по­ плавковой камеры. К нему прикреплена запорная игла, которая открывает и закрывает отверстие в нижней части поплавковой камеры. Таким образом, регулиру­ ется правильное количество топлива в карбюраторе, зависящее от положения поплавка, которое, в свою очередь, определяется уровнем топлива в поплавковой камере. Когда уровень топлива повышается, поплавок поднимается, запорная игла закрывает топливное от­ верстие и перекрывает подачу топлива в карбюратор. Когда уровень топлива снова падает, запорная игла от­ крывает отверстие, и подача топлива возобновляется. Подачу воздушно-топливной смеси в камеру сгорания регулирует дроссельный кран, который управляется ручкой газа в кабине пилота.

Карбюратор поплавкового типа имеет несколько су­ щественных недостатков. Прежде всего, представьте себе влияние резкого манёвра ЛА на работу такого кар­ бюратора. Далее, тот факт, что топливо подаётся под низким давлением, приводит к неполному испарению и затруднениям с подачей топлива в некоторых двига­ телях с нагнетателем. Однако главным недостатком та­ ких карбюраторов является их подверженность обледе­ нению. Поскольку в карбюраторах поплавкового типа топливо подаётся в зону низкого давления, жиклёр должен быть расположен у горловины диффузора, а дроссельный кран должен располагаться над жиклёром со стороны двигателя. Это означает, что, вследствие испарения топлива, внутри диффузора происходит



Смесь топливо/воздух ­

Смесь топлива и воздуха,

пос-rупающая в камеру сгорания.


Поплавковая камера Уровень топлива контролируется поплавком.

Впуск топлива

Топливопопадает в карбюратор через впускной коллектор.


Дроссельный кран ------1 :=:;:=:=:

Контролирует приток смеси

топлива/воздуха. Управляется ручкой газа в кабине пилота.


Топливо


Диффузор ;:!::=!;'

Создаёт область

низкого давления.



Жиклёр f•iitll

Перепаддавлений заставляет топливо пос-rупать в диффузор через жиклёр.


Воэдухоотвод

Через воздухоотвод воздух перед смешением

Игольчатый клапан Игольчатый клапан позволяет контролироватьподачу топлива к жиклёру. Его положением можно управлять

через регулятор смеси.


Воэдухоприёмное отверстие Воздух пос-rупает в карбюратор через воздухоприёмное отверстие.

Рис. 6-10. Карбюратор поплавкового типа.

с топливом отводится от жиклёра, что позволяет снизить плотность топлива и обеспечить

полное испарение.


падение температуры. В результате на диффузоре и дроссельном кране с лёгкостью образуется наледь.

В карбюраторе прямого типа топливо, добавляемое в поток воздуха, находится под давлением, существенно превышающим атмосферное. Это приводит к более полному испарению топлива и позволяет смешивать его с воздушным потоком в точке между дроссельным краном и двигателем. Если жиклёр располагается в этом месте, падение температуры из-за испарения то­ плива происходит после того, как воздух прошёл через дроссельный кран, и тепло двигателя будет компенси­ ровать это падение. Таким образом, отсутствует опас­ ность обледенения при испарении топлива. Быстрое маневрирование и турбулентность практически не влияют на работу карбюратора закрытого типа, по­ скольку камера сгорания остаётся наполненной в лю­ бых полётных условиях.


Регулятор качества смеси

Карбюраторы обычно калибруются при атмосферном давлении на уровне моря. В этих условиях правиль­ ное соотношения топлива и воздуха в смеси дости­ гается, когда регулятор качества смеси установлен в

положение FULL RICH («полное обогащение»). Однако с увеличением высоты плотность поступающего в кар­ бюратор воздуха падает, в то время как плотность то­ плива остаётся неизменной. Поэтому смесь становится всё более обогащённой, что может привести к сбоям в работе двигателя и значительной потере мощности. Сбои в работе двигателя обычно связаны с перебоями в работе свечи зажигания, вызванным накоплением на ней нагара. Нагар оседает на свече потому, что обога­ щённая смесь снижает температуру внутри цилиндра, препятствуя полному сгоранию топлива. Такое может произойти в ходе контрольного прогона двигателя перед взлётом на высокогорных аэродромах или в ре­ жиме крейсерского полёта на больших высотах. Чтобы сохранить правильное соотношение топлива/воздуха в смеси, она должна быть обеднена с помощью регуля­ тора качества смеси. Обеднение смеси означает сокра­ щение притока топлива, что компенсирует снижение плотности воздуха на больших высотах.

Во время снижения с большой высоты смесь должна быть обогащена, в противном случае она станет слиш­ ком обеднённой. Чрезмерно обеднённая смесь вызы­ вает детонации, что может привести к неуравновешен­ ности двигателя, его перегреву и падению мощности.


Лучший способ сохранять правильное соотношение то­ плива/воздуха - это отслеживать температуру двига­ теля и, при необходимости, обогащать смесь. Контроль состояния смеси и экономия топлива для двигателей с непосредственным впрыском топлива обеспечивается с помощью индикатора температуры выхлопных га­ зов. Поскольку правильное соотношение топлива/воз­ духа в смеси различно для разных ЛА, для определения этого соотношения необходимо обратиться к руковод­ ству по лётной эксплуатации или инструкции пилота для конкретного ЛА.


Воздушно-топливная

К двигателю смесь


Обледенение карбюратора

Как было сказано ранее, недостатком карбюратора по­ плавкового типа является его склонность к обледене­ нию. Обледенение карбюратора связано с испарением топлива и снижением воздушного давления в диффу­ зоре, что приводит к резкому падению температуры карбюратора. Если она падает до нуля и ниже, содер­ жащиеся в воздухе водяные пары конденсируются, и на внутренних поверхностях карбюратора (в том числе, на дроссельном кране) может образовываться наледь (рис. 6-11).


Входящий воздух

..

Рис. 6-11. Образование наледи на карбюраторе может уменьшить или полностью прекратить поступление рабочей смеси в двигатель.

Падение температуры в карбюраторе связано не только с испарением топлива, но и с падением воз­ душного давления. Наледь обычно образуется в обла­ стях, прилегающих к дроссельному крану и горловине диффузора. Это ограничивает приток рабочей смеси в двигатель и приводит к снижению мощности. При

100%


90%


:а 80%

1

1 i

f i 1

111 о

1 11 lll llllllllll!!ll 1111111 1

1 1 111111111111111111111111

определённой толщине слоя льда двигатель может во­

j 70% 1

Обледенение карбюратора возможно

1

обще прекратить работу. Обледенение карбюратора чаще всего происходит при температуре ниже 21 °С и относительной влажности выше 80%. Из-за резкого ох­

лаждения, происходящего в карбюраторе, обледенение


60%


.

50%

11 11

1 1

1 1

1


11 1 11

11 11

1 1

1 1 1


1 1

i

1 1 1

1

1

может возникнуть даже при температуре 38 °С и влаж­ ности 50%. Температура в карбюраторе может падать на 30-40 °С. Таким образом, при температуре наруж­ ного воздуха 37 °С температура в карбюраторе может опуститься до -3 °С (рис. 6-12).

Первым показателем обледенения карбюратора на ЛА с воздушным винтом постоянного шага является падение оборотов двигателя, за которым могут после­ довать сбои в его работе. В случае ЛА с воздушным вин­ том постоянной скорости на обледенение карбюратора обычно указывает падение показаний манометра над­ дува без снижения частоты вращения. Дело в том, что шаг винта автоматически меняется, чтобы компенси­ ровать потерю мощности. Поэтому частота вращения останется постоянной.

Хотя обледенение карбюратора может наступить в любой фазе полёта, оно представляет особенную опас­ ность во время снижения, когда мощность двигателя

20°F/-?°C з2°FJ0°c 70°F/21°C 100°F/38°C

Темпера,уранаружного воздуха

Рис. 6-12. Хотя обледенение карбюратора чаще всего наступает в диапазонах температур и давления, обозначенных на приведённом графике, это может произойти и в иных атмосферных условиях.


падает. В определённых условиях, обледенение карбю­ ратора может остаться незамеченным до тех пор, пока запаса мощности двигателя хватает, чтобы компенси­ ровать падение оборотов. Для борьбы с эффектом об­ леденения двигатели с карбюраторами поплавкового типа оснащаются системами подогрева карбюратора.


Системы подогрева карбюратора (СПК)

Для подогрева карбюратора используются противооб­ леденительные системы, подогревающие воздух перед его попаданием в карбюратор. Предназначение этих си­ стем - удерживать температуру воздушно-топливной

смеси на уровне выше температуры замерзания воды, предотвращая образование наледи. СПК могут приме­ няться для того, чтобы растопить уже образовавшийся в карбюраторе лёд (если его не слишком много), но лучше всего использовать их в качестве предупре­ дительной меры. Помимо этого, СПК могут быть ис­ пользованы как дополнительный источник воздуха, если входной фильтр забьётся, например, в результате внезапного или неожиданного обледенения фюзеляжа. Работоспособность СПК должна быть проверена во время контрольного прогона двигателя перед взлётом. При использовании СПК придерживайтесь рекоменда­ ций производителя.

Когда атмосферные условия благоприятны для обра­ зования наледи на карбюраторе, необходимо периоди­ чески проверять, не началось ли обледенение. При его обнаружении следует немедленно включить СПК на полную мощность и оставить её в таком режиме до тех пор, пока не будет полной уверенности в устранении наледи. Частичный или кратковременный подогрев может лишь усугубить ситуацию. При значительном уровне обледенения необходимо оставить СПК в ре­ жиме постоянной полной мощности, чтобы предотвра­ тить дальнейшее образование льда. Некоторые двига­ тели оснащаются датчиком температуры карбюратора, который чрезвычайно полезен при использовании СПК. При снижении оборотов во время полёта двигатель быстро охлаждается, и испарение топлива начинает идти менее интенсивно, чем при тёплом двигателе. В таких условиях двигатель в большей степени подвер­ жен обледенению карбюратора. Если есть основания ожидать обледенения карбюратора и предполагается движение со сниженными оборотами, необходимо установить СПК в положение полной мощности и оста­ вить её в таком режиме на всё время полёта со сни­ женными оборотами. Нагрев будет способствовать лучшему испарению топлива и поможет предотвра­ тить образование карбюраторного льда. Необходимо периодически на несколько секунд давать полный газ, не позволяя двигателю охлаждаться; в противном случае, мощности СПК может не хватить для предот­

вращения обледенения.

При использовании СПК мощность двигателя падает, иногда до 15%, поскольку при подогреве плотность воздуха, попадающего в двигатель, уменьшается. Это приводит к дополнительному обогащению рабочей смеси. Если в карбюраторе ЛА с воздушным винтом постоянного шага образовалась наледь, обороты дви­ гателя снижаются, а после включения СПК (по мере таяния льда) постепенно возрастают. Помимо этого, после устранения наледи двигатель будет работать более ровно. Если СПК включена, а лёд в карбюраторе отсутствует, обороты упадут и затем будут оставаться


неизменными. Если наледь образуется в карбюра­ торе ЛА с воздушным винтом постоянной скорости и включена СПК, показания манометра наддува вначале снизятся, а затем начнут постепенно расти. Если СПК включена, а лёд в карбюраторе отсутствует, посте­ пенный рост показаний манометра наддува начнётся только после её выключения.

Для пилота чрезвычайно важно своевременно от­ реагировать на образование карбюраторного льда, поскольку в противном случае может произойти сни­ жение мощности двигателя, потеря высоты и/или воз­ душной скорости. Иногда это может сопровождаться вибрацией или сбоями в работе двигателя. Как только выявлено падение мощности, следует предпринять немедленные действия для устранения наледи, уже образовавшейся в карбюраторе, и предотвращения дальнейшего накапливания льда. Для этого необхо­ димо включить СПК на полную мощность, что вызовет дальнейшее снижение мощности, а также, возможно, сбои в работе двигателя, связанные с попаданием та­ ющего льда в рабочую смесь. Подобные явления могут продолжаться от 30 секунд до нескольких минут, в за­ висимости от толщины ледового слоя. В течение этого времени пилот не должен поддаваться искушению сни­ зить мощность СПК. Карбюратор должен оставаться в режиме полного подогрева до тех пор, пока мощность не вернётся к нормальному уровню.

Поскольку использование СПК ведёт к снижению

мощности двигателя и увеличению его рабочей тем­ пературы, не следует включать систему, когда необхо­ дима полная мощность (например, при взлёте) или во время нормальной работы двигателя. Включение СПК должно производиться только для устранения карбю­ раторного льда или проверки его наличия.


Датчик воздушной температуры карбюратора


На некоторых ЛА устанавливается датчик воздушной температуры карбюратора (ДВТК), помогающий вы­ явить условия для образования наледи в карбюраторе.

Циферблат ДВТК обычно маркирован в градусах Цельсия, и на нём имеется жёлтая дуга, обозначающая диапазон температур, при которых может возникнуть обледенение карбюратора. Как правило, эти темпера­ туры варьируются в диапазоне от -15° С до +5° С. Если показатели воздушной температуры и влажности та­ ковы, что образование льда маловероятно, двигатель может эксплуатироваться в нормальном режиме, даже если показания ДВТК находятся в жёлтом диапазоне. Если атмосферные условия способствуют образованию карбюраторного льда, следует внимательно следить, чтобы показания ДВТК не оказались внутри жёлтого диапазона. Для этого необходимо включить СПК.


Топливонасос с приводом от двигателя



Топливопровод Коллектор

топливопровода

Блок управления

1:1--- составом рабочей смеси


Рис. 6-13. Система впрыска топлива.


На шкале некоторых ДВТК имеется красная метка, указывающая на максимальную температуру воздуха на впуске в карбюратор, рекомендуемую произво­ дителем двигателя. На циферблате также может при­ сутствовать зелёная дуга, обозначающая нормальный рабочий диапазон температур.


Датчик температуры наружного воздуха

Большинство ЛА оборудуются датчиками температуры наружного воздуха, шкала которых может размечаться как в градусах Цельсия, так и в градусах Фаренгейта. Эти датчики отображают температуру окружающего или наружного воздуха, что необходимо для расчёта истинной воздушной скорости, а также помогает вы­ явить условия для возникновения обледенения.


Системы впрыска топлива


Системы впрыска топлива обеспечивают подачу то­ плива непосредственно в цилиндры или в коллектор перед впускным клапаном. Впускной коллектор в системах с впрыском топлива аналогичен тем, что используются в карбюраторных системах, и имеет вспомогательный вход воздуха, расположенный под капотом двигателя. Это источник задействуется, если приток наружного воздуха по каким-то причинам

затруднён. Включение вспомогательного источника воздуха обычно происходит в автоматическом режиме с возможностью резервного ручного управления, ко­ торое применяется, если автоматическое включение не срабатывает.

В систему впрыска топлива обычно входят шесть ос­ новных компонентов: топливный насос с приводом от двигателя, устройство управления воздушно-топлив­ ной смесью, топливный коллектор (распределитель топлива), коллектор цилиндров, вспомогательный топливный насос и индикаторы давления/расхода то­ плива (рис. 6-13).

Вспомогательный топливный насос обеспечивает по­ дачу топлива под давлением к устройству управления воздушно-топливной смесью во время пуска двигателя и/или в аварийный ситуациях. После пуска двигателя топливный насос с приводом от двигателя под давле­ нием подаёт топливо из топливного бака к устройству управления воздушно-топливной смесью. Это устрой­ ство, фактически выполняющее функции карбюратора, регулирует количество топлива на основе установлен­ ных параметров качества рабочей смеси и подаёт его к клапану топливного коллектора в объёме, опреде­ ляемом положением рукоятки газа. Пройдя через ин­ жектор топливного коллектора, воздушно-топливная смесь поступает в коллекторы цилиндров, которые на­ правляют её во впускное отверстие каждого цилиндра.


Считается, что системы впрыска топлива в меньшей степени подвержены обледенению, чем карбюратор­ ные системы, и тем не менее, обледенение воздухоза­ борников может произойти при любой конструкции двигателя. Подобное обледенение возникает, когда наледь, образующаяся на внешней поверхности ЛА, перекрывает отверстия в фюзеляже (например, возду­ хозаборники системы впрыска топлива).

Преимущества системы впрыска топлива:


Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха

Стремясь повысить мощность выпускаемых двига­ телей, производители разработали системы при­ нудительного наддува, которые носят название нагнетателей или турбокомпрессоров (устройств тур­ бонаддува). Обе системы сжимают входящий воздух, увеличивая его плотность. Главное отличие между этими системами заключается в источнике питания. Нагнетатель представляет собой воздушный насос или компрессор с приводом от двигателя, в то время как турбокомпрессор питается энергией выхлопных газов, которые проходят сквозь турбину, приводящую во вращение ротор компрессора. ЛА с такими систе­ мами комплектуются манометрами наддува, измеря­ ющими давление выше атмосферного.

В стандартный день на уровне моря с выключенным двигателем манометр наддува показывает абсолют­ ное давление окружающего воздуха на уровне 1 бар (1000 мбар). Поскольку атмосферное давление падает примерно на 100 мбар при увеличении высоты на 1000 м, на аэродроме, расположенном на высоте 2 км на уровне моря, в условиях стандартного дня манометр наддува покажет примерно 800 мбар.

Набирая высоту, ЛА с естественным наддувом дви­ гателя в конце концов достигнет такого значения вы­ соты, на которой давление во входном коллекторе ста­ нет недостаточным для дальнейшего подъёма. Этот высотный предел называется практическим потолком

ЛА и напрямую зависит от способности двигателя обе­ спечивать выходную мощность. Если, за счёт примене­ ния нагнетателя или турбонаддува, в двигатель посту­ пает сжатый воздух, практический потолок ЛА может быть увеличен. Оборудованный одной из этих систем ЛА может эксплуатироваться на больших высотах и с большими истинными воздушными скоростями. Это повышает его способность огибать области с неблаго­ приятными погодными условиями.


Нагнетатели

Нагнетатель - это воздушный насос или компрессор с приводом от двигателя, который обеспечивает подачу в двигатель сжатого воздуха, создавая дополнительное давление на поступающий извне воздух и тем самым увеличивая мощность двигателя. Результатом работы нагнетателя является повышение давления во впуск­ ном коллекторе. Чем выше давление в коллекторе, тем больше плотность рабочей смеси и, как следствие, выходная мощность двигателя. При обычном наддуве давление в коллекторе не может превышать атмосфер­ ное, а нагнетатель способен повысить его более чем на 1 бар.

Например, на высоте 2,5 км обычный двигатель может обеспечить примерно 75% своей мощности на среднем уровне моря (СУМ), поскольку с увеличением высоты плотность воздуха падает. Сжимая поступаю­ щий снаружи воздух, нагнетатель повышает его плот­ ность и позволяет двигателю обеспечить то же дав­ ление наддува, что и на уровне моря. Таким образом, на высоте 2,5 км над СУМ такой двигатель может обе­ спечить давление наддува 850 мбар, в то время как без нагнетателя - только 750 мбар. Нагнетатели особенно эффективны на значительных высотах (более 5 км), где плотность воздуха по сравнению с уровнем моря па­ дает вдвое. Чаще всего нагнетатель подаёт в двигатель воздух той же плотности, что и на уровне моря.

Системы принудительного наддува воздуха состоят из тех же компонентов, что и системы с естественным наддувом, с добавлением нагнетателя между расходо­ мером топлива и впускным коллектором. Нагнетатель приводится во вращение двигателем через зубчатую передачу, которая бывает одно- или двухскоростной, либо имеет регулируемую скорость. Помимо этого, нагнетатель может иметь одну или несколько ступе­ ней, каждая из которых обеспечивает дополнительное увеличение давления. В зависимости от числа этапов сжатия воздух нагнетатели делятся на одно-, двух- и многоступенчатые.

Первые модели нагнетателей были одноступенча­ тыми и односкоростными. Такие нагнетатели обычно называют невысотными. Двигатель, оборудованный


1 '1

'111 !

: 1, ' 1

1 1 !


Двигатель с двухскоросniЫМ нагнетателем

В нормальных условиях при взлёте нагнетатель уста­ навливается в нижнее значение наддува. В этом режиме


,._ 1


i

l 1 1 - -

1 1,I , 1 '1

,!,! 11 1 : 1 ,- ., Beм,e;!-jJ. ; ' 1, ! 1 'j

1. 1 , 111 ,Т:--r-r-,lнап. чен ;1J i

двигатель функционирует как невысотный, и его вы­ ходная мощность падает с увеличением высоты полёта.

Однако, как только самолёт достигает установленной

t; !,. !; 1 ,.;.

1 111 1

высоты, пилот снижает обороты двигателя и переводит

O '{... 1

.::

: 1: 1 1 ...._, -- \1

f-f,r-'!!,',.d-....._--+,+,f+t!+r.т.,_,,+,_h,, .....;.-J-.-1i_-j--LL---!-J...,..L-+-'r'--Н,.!;!++--++++1t-l· ++tl +tl

н'++-1с1+1-++--1++-i-',.._'!'1-tид.,г.;.-щ,,;;е,,• IJ#,.1 1 • ! :i 1 1 1 - ,- :-1

!

,f i , •н;:,'..,l,k,;.н/1-++-н+++++нl-н-н+ж

t-ttt-tt·н+'it-tt+tltttttltttт1t'mlн+1m''-fi-1+1mffн+• mi н+"t t-f1'1-i-...i±t+++-lг++н-t+Н

1

д5' н+-+J-Н.,++j++--,-1н-"-rj+++--+,l+н--"' -ч' +++-f+-+ l-+j!++!++\-'+++-'-"''1-1-'-',_1f-'-.J.++; ++1 -н+ч

' 1

1111 ' 1 l'il : ' 11

нагнетатель в верхнее значение наддува. После этого с помощью ручки газа устанавливается желаемое дав­ ление наддува. Двигатели, оснащённые нагнетателями такого типа, называются высотными (рис. 6-14).


Турбонаддув

1 i ,11 ·1

1 il 1 : :,1:

'1 lil

Наиболее эффективным способом повысить выходную

i i'I

1 1 · 1 . 1 1 11

f 1 1 1 i'II 1 ,1 1 ,1

мощность двигателя является использование турбо­ наддува (турбокомпрессора). В таких нагнетателях

На уровне моря Высота по плотности


Рис. 6-14. Сравнение выходных мощностей двигателей с естественнымнаддувом и с одноступенчатым двухскоростным нагнетателем.


таким нагнетателем, называется невысотным двига­ телем. В невысотных нагнетателях используется един­ ственная крыльчатка с зубчатым приводом, вращаю­ щаяся с одной и той же скоростью на любой высоте. Недостатком таких нагнетателей является падение мощности двигателя с увеличением высоты.

Одноступенчатые односкоростные нагнетатели устанавливаются на многие высокопроизводительные радиальные двигатели. Воздухозаборники таких си­ стем обычно обращены вперёд, чтобы можно было в полной мере использовать скоростной напор воздуха. Входящий воздух проходит через воздуховоды в карбю­ ратор, где топливо отмеряется в определённой пропор­ ции к поступающему воздуху. Затем воздушно-топлив­ ная смесь поступает в нагнетатель (или в крыльчатку), где её течение ускоряется. Далее, смесь проходит через диффузор, где скорость воздуха преобразуется в энер­ гию давления. После сжатия смесь под высоким давле­ нием поступает в цилиндры.

Некоторые из больших радиальных двигателей, разработанных во время Второй мировой войны, имели одноступенчатый двухскоростной нагнетатель. В таких нагнетателях единственная крыльчатка может работать в двух скоростных режимах. Меньшую ско­ рость крыльчатки часто называют нижним значением наддува, а большую, соответственно, верхним значе­ нием. На самолётах, оснащённых двигателями с двух­ скоростным нагнетателем, в кабине пилотов имеется рычаг или переключатель, управляющий гидравличе­ ской муфтой, которая переключает крыльчатку с одной скорости на другую.

работа компрессора обеспечивается за счёт энергии потока выхлопных газов. Благодаря этому двигатели с турбонаддувом лишены главного недостатка на­ гнетателей с приводом от двигателя - того, что на их питание уходит значительная доля выходной мощно­ сти двигателя. Турбокомпрессор использует энергию выхлопа, которая в противном случае будет потеряна.

Вторым преимуществом турбонаддува над обыч­ ными нагнетателями является возможность сохранять контроль над мощностью двигателя на высотах от уровня моря и вплоть до критической высоты двига­ теля. Критическая высота двигателя - это максималь­ ная высота, до которой двигатель с турбонаддувом способен сохранять свою номинальную мощность. При превышении критической высоты двигателя вы­ ходная мощность начинает падать, как у двигателя с естественным наддувом.

Турбокомпрессор повышает давление входящего воздуха, что позволяет двигателю во время полёта развивать мощность, равную или превышающую его мощность на уровне моря. Турбокомпрессор состоит из двух основных элементов: компрессора и турбины. Секция компрессора включает в себя крыльчатку, вращающуюся с большой скоростью. Проходя через лопасти крыльчатки, воздух ускоряется, в результате чего его приток внутрь корпуса компрессора возрас­ тает. Благодаря работе крыльчатки, воздух попадает в двигатель уплотнённым и под давлением. На противо­ положном конце приводного вала крыльчатки распола­ гается турбина, которая приводится в движение про­ ходящими через неё выхлопными газами. Эта турбина, в свою очередь, обеспечивает вращение крыльчатки. Меняя интенсивность струи выхлопных газов, проходя­ щей через турбину, можно варьировать объём сжатого воздуха, поступающего в двигатель. Для изменения массы выхлопа, направленного на турбину, использу­ ется выпускной затвор, обычно представляющий из

Энциклопедиs пилота


Турбонагнетатель Состоит из турбины, вращающей под действием выхлопных газов,

и компрессора, сжимающего поступающий воздух.

Корпус дроссельной заслонки Заслонка регулирует воздушный поток, поступающий к двигателю.

Впускной коллектор

Сжатый воздух из турбонагнетателя поступает к цилиндрам.


Выброс выхлопных газов


Рис. 6-15. Компонентысистемы турбонаддува.

Выпускной затвор Контролирует количество выхлопных газов, проходящих через турбину. Положение затвора регулирует давлением масла в двигателе.

Воздухозаборник Входящий воздухпоступает в турбонагнетатель,

где подвергает сжатию.

Выхлопной коллектор Выхлопные газы поступают к турбине и вращают её,

а она, в свою очередь, приводит в движение ротор компрессора.

себя регулируемый клапан-бабочку. Когда он закрыт, большая часть выхлопных газов проходит через тур­ бину. Когда он открыт, выхлопные газы движутся мимо турбины и попадают непосредственно в выхлопную трубу двигателя (рис. 6-15).

Поскольку при сжатии температура газа возрастает, работающий турбонагнетатель повышает температуру поступающего в двигатель воздуха. Для снижения этой температуры и уменьшения риска детонации во многих двигателях используется промежуточный ох­ ладитель (интеркулер). Это небольшое теплообменное устройство, которое использует наружный воздух для охлаждения горячего сжатого воздуха перед его посту­ плением в блок управлением рабочей смеси.


Функционирование системы

В большинстве современных двигателей с турбонад­ дувом положение выпускного затвора контролируется чувствительным к давлению механизмом, снабжён­ ным гидроусилителем. В таких системах гидроусили­ тель автоматически устанавливается в положение, при котором желаемое давление наддува достигается про­ стым движением ручки газа.

В других конструкциях систем с турбонаддувом ис­ пользуется отдельное ручное управление положением

выпускного затвора. При эксплуатации таких систем необходимо внимательно следить за показаниями манометра наддува, чтобы определить, достигнуто ли желаемое давление в коллекторе. Системы с ручным управлением часто подвергаются послепродажным модификациям. В таких случаях необходима особая осторожность. Например, если выпускной затвор по­ сле снижения с большой высоты оставлен закрытым, давление наддува может превысить эксплуатационные ограничения двигателя. В такой ситуации, называемой

«овербуст", возможно возникновение значительныхде­ тонаций, связанных с обеднением рабочей смеси из-за повышения плотности воздуха при снижении.

Хотя системы с автоматическим управлением вы­ пускным затвором в меньшей степени подвержены овербусту, тем не менее, это не исключено. Если взлёт начинается, когда температура масла в двигателе ниже границы нормального эксплуатационного диапазона, холодное масло будет течь через гидроусилитель вы­ пускного затвора слишком медленно, что вызовет овер­ буст. Для предотвращения этого эффекта ручку газа нужно перемещать с осторожностью, чтобы не превы­ сить предельное значение давления наддува.

Пилот, управляющий ЛА с системой турбонаддува, должен знать её эксплуатационные ограничения. Например, при очень высоких температурах турбина

и крыльчатка турбонагнетателя могут вращаться с угловой скоростью более 80 тыс. об/мин. При высокой угловой скорости подшипники системы должны посто­ янно обеспечиваться моторным маслом, снижающим трение и температуру вращающихся частей. Для сохра­ нения достаточных смазочных свойств, перед увеличе­ нием оборотов двигателя температура масла должна находиться в пределах нормального эксплуатацион­ ного диапазона. Помимо этого, перед выключением двигателя необходимо дать устройству время остыть, а турбине - замедлить вращение. В противном случае оставшееся в корпусах подшипников масло может за­ кипеть, и на подшипниках и приводном валу останется слой нагара, который способен существенно сократить эффективность и срок его службы. Для получения подробной информации обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота для кон­ кретного ЛА.


Лётные характеристики на больших высотах

Когда ЛА, оснащённый системой турбонаддува, наби­ рает высоту, выпускной затвор постепенно закрывается и сохраняет предельное допустимое давление наддува.

В определённый момент выпускной затвор окажется полностью закрытым, и дальнейшее увеличение вы­ соты будет приводить к снижению давления наддува. Это значение высоты называется критическим и уста­ навливается производителем ЛА или двигателя. Если будет установлено, что давление наддува начинает снижаться ранее достижения критической высоты, не­ обходимо провести осмотр двигателя и турбокомпрес­ сора, который должен выполнять квалифицированный техник по обслуживанию ЛА.


Система зажигания

Системы зажигания двигателей с искровым зажи­ ганием создают искру, которая воспламеняет воз­ душно-топливную смесь в цилиндрах. Такие системы состоят из следующих компонентов: магнето, свечи зажигания, провода высокого напряжения и выклю­ чатель зажигания (рис. 6-16).

Магнето представляет собой постоянный электро­ магнит, который вырабатывает электрический ток аб­ солютно независимо от электросистемы ЛА. Оно гене­ рирует достаточно высокое напряжение, чтобы создать искру в зазоре свечи зажигания каждого цилиндра.


D Верхние провода зажигания

D Нижние провода зажигания

Верхние свечи зажигания

Нижние свечи зажигания


Левое магнето

Правое магнето


Рис. 6-16. Компоненты системы зажигания.


Магнето начинает работать, когда стартёр включён, а коленчатый вал начинает вращаться, и продолжает функционировать, пока он не остановится.

На большинстве сертифицированных ЛА установлена сдвоенная система зажигания с двумя отдельными маг­ нето и независимыми наборами проводов и свечей за­ жигания. Это делается с целью обеспечить избыточность в случае отказа одного из магнето. Каждое магнето рабо­ тает независимо от другого и питает одну из двух свечей зажигания в каждом цилиндре. Создание искры в обеих свечах ускоряет сгорание воздушно-топливной смеси и немного увеличивает мощность двигателя. При отказе одного магнето, другое сохраняет работоспособность. Двигатель продолжает работать в нормальном режиме, хотя возможно некоторое падение мощности двигателя. То же самое может произойти при отказе одной из двух свечей зажигания в цилиндре.

Работа магнето контролируется из кабины пилота с помощью выключателя зажигания. Выключатель имеет пять положений:

  1. OFF (выключен).

  2. R (правое).

  3. L (левое).

  4. ВОТН (оба).

  5. START (пуск).

Установка выключателя в положения L или R активи­ рует левое или правое магнето соответственно. При вы­ боре положения ВОТН начинают работать оба магнето.

Для обнаружения отказа одной из систем зажигания во время контрольного пуска двигателя перед взлётом пилот проверяет мощность двигателя с выключателем зажигания, установленным вначале в положение ВОТН, а затем L и R. Нормальным результатом является неболь­ шое снижение оборотов во втором и третьем случаях. Допустимый уровень снижения указан в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота для кон­ кретного ЛА. Если при переключении на одно магнето двигатель глохнет или обороты превышают допустимый предел, необходимо прекратить полёты на ЛА, пока про­ блема не будет устранена. Причиной этой проблемы может оказаться неисправная свеча зажигания, обрыв или короткое замыкание в проводке между магнето и свечами, либо несвоевременное срабатывание свечей. Следует заметить, что отсутствие падения оборотов не является нормой, и в этом случае также следует прекра­ тить полёты на ЛА.

После выключения двигателя переключатель зажига­ ния необходимо перевести в положение OFF. Даже при главном сетевом выключателе и выключателе аккуму­ лятора, находящихся в положении OFF, двигатель мо­ жет запуститься и начать работать, если выключатель зажигания оставлен в положении ON и воздушный винт продолжает вращаться, поскольку магнето не нуждается


во внешнем источнике электроэнергии. Такая ситуация чревата серьёзными травмами.

Даже при выключателе зажигания в положении OFF, если заземляющий провод между магнето и выключа­ телем зажигания отсоединится или оборвётся, двига­ тель может случайно запуститься. Достаточно лишь, чтобы воздушный винт продолжал вращение и в одном из цилиндров осталось топливо. Если это произойдёт, единственный способ выключить двигатель - пере­ вести рычаг управления смесью в положение останова при малом газе. В дальнейшем необходимо пригласить для проверки системы квалифицированного техника по обслуживанию ЛА.


Маслосистемы

Маслосистема двигателя выполняет несколько важных функций:



1,1

1 '

D..,nоршневой -

1 1 ;1 1 ! ,! 1

[

Системы планера ЛА

1 :1 i

' i

О-Турбовинтовой

-турбовентиляторны·

1


i i 1

' 1

1 1


1&1

1'1 1

j ,; 11

il

Топливная, электрическая, гидравлическая и кис­ лородная системы представляют собой системы планераЛА.

-н1-

ТурбореаКТ\1ВН Й

'

,. ' '

!'

11 1

1

11 1 !


Топливные системы

i

е IГ 1".1,-.i.-,.


1

111

1 1 ! !

[:

j:o


u

",.1'

11

111

i J,_ 11 11


1

1 i

,..,.

Задачей топливной системы является обеспечение непрекращающегося притока чистого топлива из то­

;;г ++ .,'- J

' :'"1к". :'' ' 11

пливных баков в двигатель. Топливо должно поступать

:s;

i! '

1

1 i 1 !!1 i J

1 Г'ттr+fi-lнl ·I1

'<!!, : 11

i1'i 1 1

,i

V.

. !

"

1

! Nt 11 )'!J '

в двигатель вне зависимости от его мощности, высоты

1111 111 '\

i :jt 1 /'

1 111 ! 1

полёта, положения самолёта в воздухе и при любых

1 .. i ;1[ 1

! 1 1 1 1

1' !

11 т: ,,1

V. -i 1 N, : 1 li 1

разрешённых полётных манёврах. В малой авиации

1 1 1\

: : ' 1

f,, i1

ii t

,1 '

распространены топливные системы двух типов: без­

1 1

ll)d

'l!t1

1ili

i 111 1. •

напорные и насосные.

1

1

1 1 1

1

. iIi if

1 11, ,; 1 11

Безнапорные системы

Воздvшная скооость


Рис. 6-29. Чистая тяга двигателя в зависимости от воздушной скорости и лобового сопротивления. Значение точек A-F объясняется в тексте ниже.


График кривых мощности позволяет провести срав­ нение максимальной воздушной скорости ЛА в зависи­ мости от типа двигателя, которых на них установлен. Поскольку график приводится исключительно в целях сравнения характеристик, численные значения чистой тяги, воздушной скорости и лобового сопротивления на нём отсутствуют.

На основании графика можно сделать следующие выводы. В диапазоне скоростей левее вертикальной прямой А поршневой двигатель по эффективности пре­ восходит другие три типа двигателей. Турбовинтовой двигатель превосходит турбовентиляторный в диапа­ зоне левее прямой С и турбореактивный- в диапазоне левее прямой F. Турбовентиляторный двигатель пре­ восходит поршневой в диапазоне правее прямой В и турбовинтовой - правее прямой С. Турбореактивный двигатель превосходит поршневой в диапазоне правее прямой D, турбовинтовой - правее Е, и турбовентиля­ торный - правее F.

Точки, в которых кривая лобового сопротивления пересекает кривые чистой тяги, представляют собой максимальные скорости ЛА с соответствующими дви­ гателями. Проведя через каждую точку пересечения вертикальную прямую до горизонтальной координаты графика, можно увидеть, что ЛА с турбореактивным двигателем может достичь большей максимальной скорости, чем ЛА с другими типами двигателей. ЛА с турбовентиляторным двигателем может достичь боль­ шей максимальной скорости, чем ЛА с турбовинтовым или поршневым двчгателем.


В безнапорных системах для переноса топлива из баков в двигатель используется сила тяжести. Например, на самолётах с высокорасположенным крылом топливные баки размещаются в крыльях. В результате они оказы­ ваются выше карбюратора, и топливо под собствен­ ным весом поступает в систему и в карбюратор. Если конструкция самолёта не позволяет использовать силу тяжести для переноса топлива, в систему устанавлива­ ются топливные насосы. Например, в самолётах с низ­ корасположенным крылом крыльевые топливные баки находятся ниже карбюратора (рис. 6-30).


Насосные системы


ЛА с топливонасосной системой имеет два топливных насоса: главный насос (с приводом от двигателя) и вспомогательный (с электроприводом), который ис­ пользуется при запуске двигателя и в случае отказа основного. Вспомогательный насос, также называемый бустерным, создаёт избыточность в целях повышения надёжности топливной системы. Вспомогательный насос с электроприводом управляется с помощью вы­ ключателя на панели управления.


Помпа подкачки


Как безнапорные, так и насосные системы могут комплектоваться помпой подкачки. Функция помпы подкачки - извлечь топливо из баков и распылить его напрямую в цилиндры перед запуском двигателя. При холодной погоде запуск двигателя затруднён, по­ скольку при низкой температуре полное распыление топлива в карбюраторе невозможно. Помпа подкачки позволяет решить эту проблему. Если помпа подкачки


Вентиляционная труба


Карбюратор


Электронасос


Левый топливный бак


Воспламенитель


Правый топливный бак

крышку или патрубок, выступающий из поверхности крыла. Топливный бак снабжён спускным отверстием, которое может быть отдельным или объединяется с дренажным отверстием бака. Благодаря этому при расширении топлива с повышением температуры бак останется неповреждённым. Если бак наполняется в жаркий день, часто можно видеть, как топливо вылива­ ется из спускного отверстия.


Топливомеры

Топливомеры отображают количество топлива в каж­ дом баке, измеренное в литрах, галлонах или фунтах. Правила сертификации ЛА требуют от топливомера абсолютной точности только при индикации ЕМРТУ («пустой»). Любые другие показания топливомера должны перепроверяться. Нельзя полностью пола­ гаться на точность топливомеров. В ходе предполёт­ ного осмотра необходимо проверить уровень топлива в каждом баке и сравнить его с соответствующими по­ казаниями топливомера.

Если топливная система укомплектована топливным насосом, на приборной панели присутствует также манометр давления топлива, отображающий давление в топливопроводе. Значение нормального эксплуата­ ционного давления для конкретного ЛА указывается в руководстве по лётной эксплуатации или инструкции пилота. Оно также может быть нанесено на шкалу при­ бора в виде цветной маркировки.


Переключатель топливных баков

Клапан переключателя топливных баков позволяет установить, от какого бака топливо будет поступать

Рис. 6-30. Безнапорная и топливонасосная системы.


не используется, необходимо зафиксировать ручку управления помпой. Если ручка не зафиксирована, она может случайно переместиться от вибрации, что приведёт к чрезмерному обогащению рабочей смеси. Чтобы избежать перезаливки при использовании помпы подкачки, обратитесь к инструкции по эксплу­ атации ЛА.


Топливные баки

Топливные баки обычно размещаются в крыльях самолёта и имеют наливное отверстие в верхней части крыла, через которое в них заливается то­ пливо. Отверстие закрывается наливной крышкой. Топливные баки вентилируются наружным воздухом, чтобы внутри них сохранялось давление, равное ат­ мосферному. Они могут продуваться через наливную

в двигатель. Обычно переключатель бывает четырёх­ позиционным, т.е. имеет четыре положения: LEFT (левый), RIGHT (правый), ВОТН (оба) OFF (откл.). При выборе одного из положений LEFT или RIGHT топливо поступает только из одного (соответствующего) бака, а при выборе ВОТН - из обоих баков. Положения LEFT и RIGHT используются для выравнивания уровня то­ плива в обоих крыльевых баках (рис. 6-31).

Надписи на шкале переключателя указывают на ограничения в использовании того или иного положе­ ния. Например, рядом с положениями LEFT и RIGHT указано «level flight only» («только при горизонтальном полёте»), а рядом с положением ВОТН - «landing» и

«takeoff» («посадка» и «взлёт»).

Вне зависимости от того, в каком положении нахо­ дится переключатель, необходимо тщательно отсле­ живать расход топлива, не допуская полной выработки топлива в баке. Полная выработка топлива в одном из баков приведёт не только к остановке двигателя.



•

oFF80TH д

' h- /

IJD s

., "":vG TЗ18fAlд71" ?'Nэ

Поскольку топливные системы разных ЛА различа­ ются между собой, следует хорошо изучить систему ЛА, на котором вы предполагаете летать. Для получения дальнейшей информации обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.


LEFТ ........ §' !) ·1,,,,.RIGHT


Марки топлива

19gar_ 1.1...

LEVEL FLIGHT

ONLУ ,,,.


/ / 1 \'

:D _


........

19gal LEVEL FLIGHT

ONLУ


Авиационный бензин (AVGAS) идентифицируется по октановому числу (сортности), которое определяет антидетонационную характеристику или детонаци­ онную стойкость топливной смеси в цилиндре двига­ теля. Чем выше октановое число бензина, тем большее

е OFF

Рис. 6-31. Переключатель топливных баков.


Длительная работа двигателя на одном топливном баке может вызвать неравновесную загрузку крылье­ вых баков и, как следствие, потерю балансировки ЛА. Полная выработка топлива в баке может также приве­ сти к попаданию воздуха в топливную систему и воз­ душной пробке, что существенно затруднит повторный запуск двигателя. В двигателях с непосредственным впрыском топливо разогревается настолько, что оно превращается в газ ещё в топливопроводе и не может достичь цилиндров.


Топливные фильтры, отстойники и сливы


После выхода из бака и до поступления в карбюратор, топливо проходит через фильтр, удаляющий влагу и осадочные отложения. Поскольку эти примеси тяжелее, чем авиационное топливо, они остаются в отстойнике на дне узла фильтра. Отстойник располагается в ниж­ ней точке топливной системы и/или топливного бака. Топливная система может включать в себя отстойник, топливный фильтр и слив топливного бака (эти компо­ ненты могут быть объединены друг с другом).

Содержимое топливного фильтра необходимо сли­ вать перед каждым полётом. Пробы топлива должны быть слиты и визуально проверены на содержание воды и загрязнений.

Наличие воды в отстойнике представляет опасность, поскольку в холодную погоду она может замёрзнуть и блокировать топливопровод, а в тёплую погоду - по­ пасть в карбюратор и заглушить двигатель. Если в отстойнике присутствует вода, это означает наличие воды и в топливном баке. Эту воду следует слить до её полного устранения из бака. Никогда не поднимайтесь в воздух, не убедившись, что вода и загрязнения полно­ стью удалены из топливной системы ЛА.

давление топливо может выдержать без детонации. Топливо с низким октановым числом используется в двигателях с пониженной степенью сжатия, потому что оно воспламеняется при более низкой темпе­ ратуре. Топливо с высоким октановым числом при­ меняется в двигателях высокого сжатия, поскольку оно воспламеняется при более высокой температуре и не преждевременно. Если топлива с необходимым октановым числом нет в наличии, в качестве замены можно использовать только следующее за ним топливо с большим октановым числом. Ни в коем случае не используйте топливо с более низким октановым чис­ лом, чем рекомендованное. Это может привести к тому, что температура блока головок цилиндров и моторного масла превысит нормальный эксплуата­ ционный диапазон, что, в свою очередь, повлечёт за собой детонацию.

Существует несколько марок авиационного бензина

(AVGAS). Следует внимательно следить за тем, чтобы двигатель ЛА заправлялся топливом марки, указанной производителем. Правильная марка топлива указы­ вается в руководстве по лётной эксплуатации или ин­ струкции пилота либо на плакате в кабине пилота, а также рядом с наливной крышкой. Ни в коем случае нельзя использовать автомобильный бензин для за­ правки авиационных двигателей, за исключением тех случаев, когда двигатель был специально модифициро­ ван для такого использования.

В настоящее время на ЛА с поршневыми двигателями применяется авиационный бензин следующих марок (октановых чисел): AVGAS 80, 100 и l00LL. Хотя окта­ новое число бензинов AVGAS 100 и AVGAS l00LL оди­ наково, последний отличается от первого низким со­ держанием свинца. Топливо для ЛА с газотурбинными двигателями классифицируется как JET А, JET А-1 и JET В. Реактивное топливо фактически представляет собой керосин и характеризуется отчётливым кероси­ новым запахом. Поскольку ошибка в выборе топлива для заправки двигателя чрезвычайно опасна, в то­ пливо каждой марки добавляется соответствующий


краситель, помогающий определить марку и октано­ вое число топлива (рис. 6-32).

- -

Помимо цвета самого топлива, система цветового применяется и в аэропортах для маркировки раз­ личного топливного оборудования. Например, марка топлива AVGAS обозначается белыми буквами на крас­ ном фоне, а реактивного топлива - белыми буквами на чёрном фоне.


Красный Зелёный Синий Бесцветный или

бледно-жёлтый


AVGAS AVGAS AVGAS JET А

80 100 100LL


Рис. 6-32. Принятая в авиации система цветовой окраски топлива.


Загрязнение топлива


Аварии, связанные с отказом двигателя из-за загрязне­ ния топлива, часто имеют своей причиной:


Проверка работоспособности прибора

Перед взлётом стрелка УВС должна указывать на ноль. Однако, если сильный ветер дует непосредственно в ПВД, показания УВС могут отличаться от нуля. Начиная взлёт, убедитесь, что воздушная скорость возрастает в соответствующем темпе.


Засорение систем ПВД/ПСД


Возникновение ошибок почти всегда указывает на засорение ПВД, приёмника статического давления (ПСД) или обоих инструментов. Приёмники могут оказаться засорёнными из-за влаги (включая лёд), грязи и даже насекомых. Во время предполётного


Приёмник воздушного

давления Приёмник

статического

давления


Приёмник воздушного давления

Приёмник статического давления



•

Дренажное отверстие


Рис. 7-9. ПВД засорён, но дренажное отверстие остаётся открытым. '

,

осмотра необходимо удостовериться, что с ПВД снята крышка. Затем нужно проверить отверстия ПВД и ПСД. Засорившийся ПВД влияет на точность показаний УВС,

а засорение пед приводит к ошибкам в показаниях не

только УВС, но также высотомера и вариометра.

Дренажное отверстие


Засорение ПВД

Система ПВД может оказаться засорённой полностью или частично (если дренажное отверстие ПВД оста­ нется открытым). Если ПВД забит, а соответствующее дренажное отверстие осталось открытым, набегаю­ щий воздушный поток не может попасть в систему, а воздух, уже в ней находящийся, выходит через дренаж­ ное отверстие, и давление в системе падает до давления внешнего (наружного) воздуха. В этих обстоятельствах показания УВС снижаются до нуля, так как прибор не регистрирует разницы между давлением набегающего потока и статическим давлением. Поскольку динами­ ческое давление не может попасть в систему, УВС ста­ новится непригодным к использованию. Статическое давление может выровняться с обеих сторон УВС, по­ скольку дренажное отверстие остаётся открытым. Показания УВС обычно падают не мгновенно, но доста­ точно быстро (рис. 7-9).

Если и впускное, и сливное отверстия ПВД оказы­ ваются забитыми одновременно, то корпус ПВД ста­ новится замкнутым. Вне зависимости от изменений воздушной скорости, показания УВС останутся неиз­

менными. Если пед не засорён и ЛА меняет высоту, это

отразится на показаниях УВС. Это связано с измене­ нием не воздушной скорости, а статического давления. Суммарное давление в ПВД из-за засора не меняется, в то время как статическое давление изменится.

Поскольку работа УВС основана на значениях как статического, так и динамического давления,


Рис. 7-10. ПВД полностью забит, но пед остаётся открытым.

засор в любой из систем отразится на его показаниях. Напомним, что УВС включает в себя диафрагму, в ко­ торую попадает воздух динамического давления. Эталонное давление позади диафрагмы является ста­ тическим давлением, поступающим из пед. В зави­

симости от перепада давлений диафрагма выгибается в ту или иную сторону, и в результате показания УВД изменяются (рис. 7-10).

Предположим для примера, что скорость ЛА падает до нуля на определённой высоте. Если ПСД (обеспечи­ вающий статическое давление) и ПВД (обеспечиваю­ щий динамическое давление) открыты, можно утверж­ дать следующее.

  1. УВС отобразит ноль.

  2. Статическое и динамическое давления связаны между собой. При нулевой скорости динамическое давление равно статическому. Точнее говоря, су­ ществует только статическое давление.

  3. С повышением скорости возникает отличная от нуля динамическая компонента давления.

На основании вышеизложенного можно сделать вы­ вод, что показания воздушной скорости зависят от отношения между двумя этими видами давления. В корпусе УВС (позади диафрагмы) поддерживается


статическое давление, используемое в качестве эталон­ ной величины. С другой стороны, из расположенной в корпусе УВС высокочувствительной диафрагмы в ПВД поступает воздух динамического давления. Поскольку неподвижный ЛА на любой высоте имеет нулевую воз­ душную скорость, в ПВД, помимо динамического, обе­ спечивается статическое давление.

Следовательно, показания воздушной скорости яв­ ляются результатом двух типов давления: статиче­ ского (в ПВД) и динамического (в диафрагме), измеря­ емого относительно статического давления в корпусе УВС. К чему приводит засорение ПВД?

Стрелка высотомера остановилась

Постоянное отображение нулевого значения

на вариометре

Неправильные показания воздушной скорости

При снижении ЛА давление в системе ПВД (включая диафрагму) останется постоянным, поскольку система засорена и на диафрагму действует только статическое давление. Но по мере уменьшения высоты статическое давление на диафрагму будет увеличиваться, застав­ ляя её сжиматься, что вызовет снижение показаний воздушной скорости. И наоборот, если ЛА набирает высоту, статическое давление падает, позволяя диа­ фрагме расшириться. В результате показания воздуш­ ной скорости вырастут (рис. 7-10).

ПВД может засориться в результате конденсации влаги. Некоторые ЛА оснащаются системой подогрева ПВД, помогающей бороться с конденсацией влаги. Для получения подробной информации о подогреве ПВД обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.


Засорение системыстатического давления

Если ПСД засорён, а ПВД остаётся открытым, УВС про­ должает работать, однако его показания неточны. На высоте, превышающей уровень, на котором произошёл засор ПСД, показания воздушной скорости оказыва­ ются ниже, чем действительная скорость ЛА, поскольку статическое давление в замкнутой системе ПСД оста­ ётся большим, чем атмосферное давление на этой вы­ соте. На высоте ниже уровня, на котором произошёл за­ сор, показания воздушной скорости оказываются выше действительной величины скорости ЛА, поскольку дав­ ление в ПСД становится ниже атмосферного.

Для оценки последствий засора пед можно исполь­

зовать те же подходы, что и в предыдущем случае. При уменьшении высоты статическое давление в ПВД воз­ растает, что приводит к увеличению показаний УВС даже в том случае, если действительная скорость ЛА остаётся постоянной. Рост статического давления в ПВД равносилен росту динамического давления, по­ скольку давление в системе ПСД измениться не может. Если после засорения ПСД высота ЛА увеличивается, показания воздушной скорости начинают падать. Это связано со снижением статического давления в ПВД

-----Засор


Приёмник статического павления


Рис. 7-11. Засорение ПСД.


в условиях того, что давление в системе ПСД остаётся постоянным.

Засорение ПСД влияет также на показания высото­ мера и вариометра. Из-за того, что система ПСД ока­ зывается замкнутой, вне зависимости от изменения высоты ЛА показания высотомера остаются неизмен­ ными и соответствующими той высоте, на которой про­ изошёл засор. Одновременно показания вариометра падают до нуля и остаются на этом уровне (рис. 7-11).

Некоторые ЛА оснащаются вспомогательным ПСД, который находится в кабине пилотов. В случае засо­ рения основного ПСД статическое давление в систему может поступать из этого вспомогательного источ­ ника. Следует учитывать, что статическое давление в кабине пилотов ниже, чем наружное. Для получения информации об использовании вспомогательного ПСД обратитесь к руководству по лётной эксплуатации или инструкции пилота.


Электронный индикатор параметров полёта (ЭИПП)

С развитием микроэлектроники приборные панели ЛА авиации общего назначения стали оснащаться цифровыми дисплеями и полупроводниковыми элек­ тронными компонентами. Помимо повышения об­ щей надёжности и безопасности систем управления, электронные индикаторы параметров полёта (ЭИПП) позволили снизить затраты на оснащение ЛА высоко­ точными приборами. Электронные контрольно-изме­ рительные системы менее подверженысбоям иотказам, чем их аналоговые эквиваленты. Авиаконструкторам больше не приходится проектировать сложные, пере­ груженные разнообразными приборами и индика­ торами бортовые панели. Теперь приборные панели


оснащаются цифровыми дисплейными системами, отображающими данные всех контрольно-измеритель­ ных приборов на одном экране. Этот экран называется основным индикатором полётных данных (ОИПД). Громоздкий «блок шести» аналоговых индикаторов уступили место единственному жидкокристалличе­ скому (ЖК) экрану, на который выводятся показания всех приборов.


Шкала воздушной скорости


Как и в традиционных конфигурациях приборной па­ нели, УВС располагается в левой части экрана и имеет вид вертикальной шкалы скорости. При повышении скорости ЛА шкала движется сверху вниз, и число в окошке указателя увеличивается. Значение истинной скорости, рассчитанное электронным вычислителем параметров полёта (ЭВПП) на основании информации, получаемой от внешнего температурного датчика, отображается в нижней части шкалы скорости. Также предусмотрена индикация типов скорости Vх' VУ и угло­ вой скорости (VR). Подвижный указатель воздушной скорости, управляемый пилотом, позволяет установить любое эталонное значение воздушной скорости. Как и в случае традиционных аналоговых УВС, шкала скоро­ сти на ОИПД имеет выделенные различными цветами диапазоны, указывающие на рабочий диапазон закрыл­ ков, нормальный и опасный диапазоны (рис. 7-12). При превышении красной линии (VNE) цифровое значение скорости становится красным, предупреждая пилота о выходе за границу допустимого предела скорости.


Указательпространственного положения


В сравнении с аналоговыми приборными панелями, ЭИПП содержит указатель пространственного по­ ложения (УПП) значительно большего размера. Искусственный горизонт занимает всю ширину ОИПД (рис. 7-12). Благодаря этому, пилот может получать лучшее представление о положении ЛА во всех стадиях полёта и при любых полётных манёврах. Необходимые для своего функционирования данные УПП получает от блока электронных гироскопов (БЭГ).


Высотомер


Высотомер расположен в правой части ОИПД и пред­ ставляет собой вертикальную шкалу, аналогичную шкалу скорости (рис. 7-12). По мере увеличения высоты шкала движется сверху вниз, и текущее значение ото­ бражается в окошке в центре шкалы. Шкала обычно градуируется таким образом, что одно деление соот­ ветствует 6 метрам или 20 футам.


Вариометр


Вариометр располагается справа от шкалы высотомера и обычно имеет форму дугообразного индикатора или вертикальной шкалы скорости (рис. 7-12). В обоих ва­ риантах на шкале присутствует подвижный указатель вертикальной скорости.


Указатель курса


Указатель курса расположен под искусственным гори­ зонтом и обычно представляет собой навигационный плановый прибор (НПП) (рис. 7-12). Как и в случае с УПП, указатель курса получает данные от магнитоме­ тра, с которого информация подаётся на БЭГ, а с него - наОИПД.


Индикатор поворота


Индикатор поворота имеет несколько иную форму, чем обычные бортовые приборы. Он представляет собой ползунок, движущийся влево или вправо под треуголь­ ным маркёром и указывающий на отклонение от коор­ динированного полёта (рис. 7-12). Данные об исходном положении координированного полёта поступают от акселерометров, содержащихся в блоке БЭГ.


Указатель числа оборотов (тахометр)


Шестым прибором, обычно входящий в «блок шести», является указатель числа оборотов (тахометр). Это единственный прибор, который расположен не на ОИПД. Тахометр обычно располагается на многоце­ левом индикаторе (МЦИ). В случае отказа одного из экранов все данные бортовых приборов могут быть вы­ ведены на оставшийся экран (рис. 7-13).


Индикатор скольжения


Индикатор скольжения (рис. 7-12) представляет собой горизонтальную линию, расположенную под вращаю­ щимся указателем. Сдвиг шкалы на одну свою ширину от центра равносилен сдвигу шарика на один диаметр в аналоговом индикаторе скольжения.


Индикатор угловой скорости


Индикатор угловой скорости, показанный на рис. 7-12, обычно располагается прямо над вращающимся ци­ ферблатом компаса. Контрольные метки слева и справа от вертикальной линии обозначают тип разворота (по стандартной схеме/по полустандартной схеме). Если вектор упреждения, обычно обозначаемый красной


Рис. 7-12. Основной индикатор полётных данных. Расположение приборовможет менятьсяв зависимости от производителяприборной панели.


Рис. 7-13. Многоцелевой индикатор.


дугой на шкале, касается второй контрольной метки шкалы, это означает, что ЛА совершает поворот по стандартной схеме.

Индивидуальные индикаторные панели могут на­ страиваться под разные ЛА просто путём установки различного программного обеспечения (рис. 7-14). Производители также имеют возможность обнов- лять существующие инструментальные панели

аналогичным образом, устраняя необходимость в за­ мене индивидуальных приборов.


Электронный вычислитель параметров полёта (ЭВПП)

Электронные индикаторы полётных данных полу­ чают данные от таких же датчиков, как и традици­ онные аналоговые измерительные приборы; однако


Рис. 7-15. Вычислительпараметров полёта 90004 TAS/Plus компании «Теледайн»обрабатывает данные системы ПВД, датчиков температуры и барометрического девиационного прибора.


данные барометрического давления и посылает циф­ ровой сигнал на ОИПД, на котором отображается информация о действительной высоте полёта ЛА. Электронные индикаторы полётных данных также ото­ бражают векторы упреждения, показывающие пилоту, в каком направлении изменяются высота и воздушная скорость ЛА.



Рис. 7-14. Примеры настраиваемых инструментальных панелей: индикаторные панели «ФлайтЛоджик»компании «Челтон»(вверху) и

«Энтегра»компании «Эвидайн».

Векторы упреждения

Векторы упреждения представляют собой пурпурные линии, движущиеся вверх или вниз вдоль шкал УВС и высотомера (рис. 7-16 и 7-17).

ЭВПП рассчитывает скорость изменения параметров полёта и отображает 6-секундную проекцию будущего положения ЛА. Пилоты могут использовать векторы

обрабатываются эти данные иначе. Данные из системы         

ПВД поступают в ЭВПП, который рассчитывает раз­ ницу между суммарным и статическим давлениями и передаёт на ОИПД информацию, необходимую для отображения воздушной скорости ЛА. Данные темпе­ ратуры наружного воздуха также поступают в раз­ личные блоки системы, одновременно отображаясь на экране ОИПД (рис. 7-15).

ЭВПП представляет собой независимое полупрово­ дниковое устройство, которое, помимо вывода данных на ОИПД, может также обеспечивать информацией ав­ томатическую бортовую систему управления (АБСУ). В случае отказа системы ЭВПП может быть легко отклю­ чён и заменён, что сокращает период отсутствия полёт­ ной информации и повышает безопасность полёта.

Данные о высоте полёта, как ив аналоговых системах, обеспечивает ПСД; однако воздух статического дав­ ления в диафрагму не поступает. ЭВПП обрабатывает

Вектор упреждения воздушной скорости


Рис. 7-16. Вектор упреждения воздушной скорости.


может вращаться в любом направлении вокруг своего центра тяжести. Про такой гироскоп говорят, что он имеет три степени (или плоскости) свободы. Колесо (или ротор) может свободно вращаться в любой из плоскостей, проходящих через опору, и уравновешено таким образом, что, находясь в покое, оно сохраняет первоначальное положение. Ограниченные или полу­ жёстко закреплённые гироскопы подвешиваются так, чтобы одна из плоскостей свободы оставалась непод­ вижной по отношению к опоре.

Гироскопическое движение характеризуется двумя фундаментальными свойствами: устойчивостью в про­ странстве и прецессией.



Рис. 7-17. Вектор упреждения высотомера.


упреждения для более точного управления параме­ трами полёта. Отслеживание изменений векторов упреждения позволяет пилотам более эффективно контролировать воздушную скорость и высоту ЛА. Дополнительную информацию можно получить из инструкции пилотирования по приборам или справоч­ ных материалов, предоставляемых производителями авионики вашего ЛА.


Гироскопические навигационные приборы

В конструкции некоторых пилотажно-навигаци­ онных приборов используется принцип гироскопа. Наиболее распространённые из приборов, содержа­ щих гироскоп, - это координатор поворота, указатель курса и указатель пространственного положения. Для того, чтобы понять, как работают эти приборы, необхо­ димо представлять себе систему питания навигацион­ ных приборов, принципы гироскопического движения и конструкцию каждого прибора.


Принцип действия гироскопа

Любой вращающийся объект имеет гироскопические свойства. Колесо или ротор, сконструированные и установленные таким образом, чтобы использовать эти свойства, называются гироскопами. Двумя важными характеристиками гироскопического прибора явля­ ются а) значительный (для своих размеров) вес или высокая плотность, и б) высокая угловая скорость при низком трении между гироскопом и опорой.

Существует два основных типа крепления гироскопа; используемый тип зависит от назначения прибора. Свободно (или универсально) закреплённый гироскоп

Устойчивость в пространстве

Под устойчивостью гироскопа в пространстве пони­ мают тот факт, что он остаётся неподвижным в плоско­ сти, в которой вращается. Устойчивость в пространстве можно наблюдать на примере колеса велосипеда. Чем быстрее вращается колесо, тем оно устойчивее в своей плоскости вращения. Вот почему велосипед очень не­ устойчив и обладает значительной манёвренностью на низкой скорости, а на высокой - очень устойчив, но его манёвренность существенно меньше.

Если закрепить колесо на шарнирной рамке (так на­ зываемый карданный подвес), гироскоп сможет сво­ бодно вращаться в любом направлении. Устойчивость гироскопа означает, что при любом наклоне, повороте или ином перемещении шарнира гироскоп останется в той же плоскости, в которой он вращался первона­ чально (рис. 7-18).


Рис. 7-18. Вне зависимости от положения опоры, гироскоп остаётся устойчивым в пространстве, а его ось стремится сохранить первоначальное направление.


Прецессия


Прецессия - это наклон или поворот гироскопа под воздействием отклоняющей силы. Особенность гиро­ скопа в том, что результирующая сила возникает не в той точке, к которой приложена отклоняющая сила, а в точке, отстоящей от неё на 90° в направлении вра­ щения. Этот принцип позволяет определять угловую скорость гироскопа, измеряя величину давления, воз­ никающего при изменении направления вращения. Скорость прецессии гироскопа обратно пропорцио­ нальна угловой скорости ротора и прямо пропорцио­ нальная величине отклоняющей силе.

Используя пример велосипеда, можно сказать, что прецессия колёс позволяет велосипеду поворачивать. Если велосипед движется с достаточной скоростью, ве­ лосипедисту не обязательно поворачивать руль вжелае­ мом направлении. Ему достаточно просто наклониться в направлении поворота. Поскольку колёса вращаются по часовой стрелке (если смотреть с правой стороны велосипеда), если велосипедист наклонится влево, воз­ никнет сила, приложенная к верхней точке колеса и на­ правленная влево. Эта сила, действующая под прямым углом к направлению вращения, заставляет велосипед повернуть налево. При поворотах на низкой скорости велосипедисту приходится поворачивать руль, по­ скольку медленно вращающийся гироскоп нестабилен, а также для уменьшения радиуса поворота.

Прецессия может являться причиной небольших

ошибок в некоторых приборах (рис. 7-19). Прецессия, связанная с трением о подвес и т.д., может вызвать смещение свободно вращающегося гироскопа отно­ сительно выбранной плоскости вращения. Некоторые инструменты, например, указатель курса, нуждаются в поправочном выравнивании во время полёта.


Источники энергии


В некоторых ЛА гироскопы имеют пневматические, вакуумные или электрические приводы. В других слу­ чаях указатели курса и пространственного положения имеют вакуумный или пневматический привод, в то время как координатор поворота подключён к электро­ питанию. Большинство ЛА имеют по крайней мере два источника энергии, что обеспечивает функционирова­ ние хотя бы одного гироскопического прибора при от­ казе какого-либо из источников. Пневматическая или вакуумная системы вращают гироскоп, подавая поток воздуха на лопасти ротора, подобно турбине или водя­ ному колесу. Давление воздуха (или вакуума), необхо­ димое для работы гироскопических приборов, может быть различным, но обычно находится в пределах от 150 до 190 миллибар.


Рис. 7-19. Прецессия гироскопа, вызванная приложением отклоняющей силы.


Источником вакуума для гироскопа может слу­ жить насос лопастного типа с приводом от двигателя, устанавливаемый на агрегатном кожухе двигателя. Мощность насоса у разных ЛА бывает различной и за­ висит от количества гироскопических приборов.

Обычная вакуумная система ЛА состоит из вакуум­ ного насоса с приводом от двигателя, предохранитель­ ного клапана, воздушного фильтра, манометра и со­ единительных трубок. Манометр устанавливается на приборной доске ЛА и отображает величину давления в системе (в вакуумных системах отображается разница между давлением вакуума и атмосферным).

Как показано на рис. 7-20, воздух нагнетается в вакуумную систему вакуумным насосом с приво­ дом от двигателя. Вначале воздух проходит сквозь фильтр, предотвращающий попадание в вакуумную или пневматическую систему инородных предметов. Затем воздух проходит через указатели курса и про­ странственного положения, заставляя гироскопы вращаться. Благодаря наличию предохранительного клапана давление вакуума (всасывания) остаётся в допустимых пределах. После этого отработанный воз­ дух выбрасывается за борт или используется в других системах (например, для наддува пневматических противообледенителей).

Во время полёта необходимо отслеживать изменения давления вакуума, поскольку при существенном паде­ нии этого давления показания указателей курса и про­ странственного положения могут стать неточными. На циферблате манометра вакуума (всасывания) обычно наносятся метки, ограничивающие рабочий диа­ пазон системы. Некоторые ЛА оснащаются световой



Указатель курса

Предохранительный клапан вакуумной системы


Вакуумный насос


Воздушный фильтр

._ вакуумной системы


Рис. 7-20. Типовая вакуумная система.


сигнализацией, которая загорается, когда давление вакуума падает ниже допустимого уровня.

Такое падение может привести к тому, что гироско­ пические инструменты потеряют стабильность и точ­ ность показаний. Пилотам рекомендуется выработать привычку к периодическому перекрёстному сравнива­ нию показаний различных приборов.


Индикаторы поворота

В авиации применяется два вида указателей пово­ рота: а) указатель поворота и скольжения (УПС) и б) координатор поворота. Вследствие особенностей

конструкции опоры гироскопа, УПС отображает только угловую скорость поворота в градусах в секунду. Координатор поворота установлен под углом (на­ клонно), так что первоначально он отображает угловую скорость крена. После стабилизации крена он начинает отображать угловую скорость поворота. Оба прибора отображают направление и качество (согласование) поворота, а также могут служить вспомогательным источником данных о крене (в случае отказа указателя пространственного положения). Для согласования информации следует использовать указатель скольже­ ния, который представляет собой наполненную жид­ костью изогнутую трубку с шариком внутри (рис. 7-21).


Указатель поворота

по станда тной схеме


Координатор поворота Указатель поворота и скольжения


Рис. 7-21. В конструкции указателей поворота используется принцип управляемой прецессии.


Указатель поворота и скольжения


Гироскоп в УПС вращается в вертикальной плоско­ сти, содержащей продольную ось ЛА. Направления наклона гироскопа определяются единственным кар­ данным подвесом, а прикреплённая к нему пружина стремится вернуть гироскоп к центру вращения. Согласно принципу прецессии, момент рыскания за­ ставляет гироскоп отклоняться влево или вправо (если смотреть со стороны кресла пилота). УПС снабжён указателем (стрелкой поворота), положение которого указывает на направление и угловую скорость пово­ рота. Ограничительные пружины не позволяют УПС

«свалиться» с его оси вращения. При воздействии из­ быточной силы гироскоп может сместиться с нормаль­ ной плоскости вращения. В таком случае его показания


Разворот с внуrренним скольжением


Разворот с внешним скольжением

утратят точность. Для некоторых приборов указыва­ ются границы тангажа и крена, при котором их гиро­ скопы «сваливаются» с правильной оси вращения.


Координатор поворота

Карданный подвес координатора поворота наклонён; благодаря этому, прибор может отображать угловые скорости как крена, так и поворота. Поскольку на учебно-тренировочные ЛА обычно устанавливаются именно координаторы поворота, рассмотрим этот при­ бор более подробно. При входе в поворот или выходе из него миниатюрный самолёт, изображённый на цифер­ блате прибора, поворачивается в направлении крена ЛА. Чем выше угловая скорость крена, тем сильнее по­ ворачивается изображение самолёта.

Координатор поворота может использоваться при

выполнении разворота стандартной схемы. Для этого нужно совместить одно из крыльев изображённого на циферблате миниатюрного самолёта с координатными метками. На рис. 7-22 изображён координатор пово­ рота. На циферблате прибора с каждой стороны нане­ сены две метки. Первая метка соответствует угловой скорости поворота без крена. Вторая метка указывает на поворот стандартной схемы. Поворотом (разворо­ том) стандартной схемы называется поворот с угловой скоростью 3° в секунду. Координатор поворота отобра­ жает только угловую скорость и направление поворота; угол поворота он не измеряет.


Указатель скольжения


Назначение указателя скольжения заключается в ото­ бражении величины рыскания ЛА - иначе говоря, по­ перечного движения его носа. Во время координиро­ ванного, установившегося прямолинейного полёта сила тяжести заставляет шарик оставаться в нижней

Координированный разворот


Рис. 7-22. Если во время правого поворота правый руль направления отклонён недостаточно, возникает внутреннее скольжение на крыло. При избыточном отклоненииправого руля возникает внешнее скольжение. Для совершения координированного поворота шарик креномера должен располагаться в центре прибора.


точке трубки, ровно посередине между контроль­ ными метками. Для сохранения координированного полёта необходимо, чтобы шарик оставался в таком положении. Если шарик покинул центр, его можно вернуть в первоначальное положение, отклонив руль направления.

При этом давление на руль нужно прикладывать с той стороны, в которую отклонился шарик. Для того, чтобы запомнить, на какую из педалей руля направления необходимо нажимать, используйте простое мнемо­ ническое правило: «наступи на шарик». Если элерон и руль направления во время поворота работают согласо­ ванно, шарик останется в центре трубки. Если аэроди­ намические силы не уравновешены, шарик отклонится от центра трубки. Как показано на рис. 7-22, при вну­ треннем скольжении угловая скорость поворота слиш­ ком мала для заданного угла крена, и шарик перемеща­ ется в направлении к центру поворота. При внешнем скольжении угловая скорость поворота слишком ве­ лика для заданного угла крена, и шарик перемещается в направлении от центра поворота. Для выхода из этих режимов и повышения качества поворота, помните, что необходимо «наступить на шарик». Для перехода от внешнего или внутреннего скольжения к координиро­ ванному повороту также полезно изменить угол крена. Для исправления внутреннего скольжения уменьшите крен и/или увеличьте угловую скорость поворота. Для исправления внешнего скольжения увеличьте крен и/ или уменьшите угловую скорость поворота.


Нить рыскания


Гироскоп в УПС вращается в вертикальной плоско­ сти, содержащей продольную ось ЛА. Направления наклона гироскопа определяются единственным кар­ данным подвесом, а прикреплённая к нему пружина стремится вернуть гироскоп к центру вращения. Согласно принципу прецессии, момент рыскания за­ ставляет гироскоп отклоняться влево или вправо (если смотреть со стороны кресла пилота). УПС снабжён указателем (стрелкой поворота), положение которого указывает на направление и угловую скорость пово­ рота. Ограничительные пружины не позволяют УПС

«свалиться» с его оси вращения. При воздействии из­ быточной силы гироскоп может сместиться с нормаль­ ной плоскости вращения. В таком случае его показания утратят точность. Для некоторых приборов указыва­ ются границы тангажа и крена, при котором их гиро­ скопы «сваливаются» с правильной оси вращения.


Контрольпоказаний прибора

Во время предполётного осмотра проверьте, что указа­ тель скольжения заполнен жидкостью и не содержит пузырьков воздуха. Шарик должен находиться в ниж­ ней точке трубки. Во время руления координатор пово­ рота должен указывать на поворот в соответствующем направлении, а шарик - перемещаться в направлении от центра поворота.


Указатель пространственного положения (гирогоризонт)

Назначением указателя пространственного положения (гирогоризонт) является отображение поведения ЛА в воздухе. Гирогоризонт содержит изображение само­ лёта и линию искусственного горизонта, взаимное положение которых соответствует положению ЛА относительно реального горизонта. Прибор мгно­ венно отображает даже незначительное изменения положения ЛА.

Гироскоп в гирогоризонте закреплён в горизонталь­ ной плоскости, и его работа основана на принципе устойчивости в пространстве. Горизонтальная линия на циферблате соответствует реальному горизонту. Циферблат, на котором изображена линия, закреплён на гироскопе, и когда ЛА поворачивается вокруг про­ дольной (тангаж) или поперечной (рыскание) оси, ли­ ния искусственного горизонта остаётся в горизонталь­ ной плоскости, отображая положение ЛА относительно реального горизонта (рис. 7-23).

Гироскоп вращается в горизонтальной плоскости, сопротивляясь любому воздействию, стремящемуся


Шарнир тангажа


Рис. 7-23. Указатель пространственного положения (гирогоризонт).


отклонить его траекторию от первоначального поло­ жения. Поскольку гироскоп устойчив в пространстве, можно сказать, что ЛА вращается вокруг гироскопа, который движется по заданной траектории.

Гирогоризонт оснащён регулировочной головкой, с помощью которой пилот может перемещать изображе­ ние самолёта, совмещая его с линией искусственного горизонта в соответствии со своей точкой наблюдения. Обычно положение изображения самолёта устанавли­ вается таким образом, что во время установившегося прямолинейного полёта его крылья накладываются на линию искусственного горизонта.

Предельные значения тангажа и крена зависят от мо­ дели ЛА. Предельное значение крена обычно находится в диапазоне от 100° до 110°, а тангажа - от 60° до 70°. При превышении этих значений прибор «опрокидыва­ ется» и начинает отображать неверную информацию. Однако, это происходит не всегда: существуют модели гирогоризонтов, которые «не опрокидываются».

Каждый пилот должен уметь интерпретировать показания УПП, как изображено на рис. 7-24. В боль­ шинстве случаев шкала крена в верхней части при­ бора отклоняется в том же направлении, что и ЛА. Но существуют модели гирогоризонтов, в которых шкала отклоняется в направлении, противоположном на­ правлению крена ЛА. Поэтому, во избежание ошибок, не следует использовать шкалу крена для определения направления крена. Шкалу необходимо использовать только для определения абсолютной величины крена. Направление крена следует определять по взаимному положению изображения самолёта и линии искус­ ственного горизонта.

Гирогоризонт является наиболее надёжным и до­ стоверным бортовым прибором на панели управления ЛА. Его показания очень точно отображают реальное положение ЛА в воздухе.


Указатель курса (гирокомпас)


Указатель курса, по сути, представляет собой усовер­ шенствованный магнитный компас. Обычный маг­ нитный компас подвержен многочисленным ошибкам, из-за чего прямолинейный полёт и точные повороты с использованием одного этого прибора в качестве

индикатора направления оказывается затруднённым, особенно в возмущённой атмосфере. Указатель курса, напротив, не подвержен действию сил, которые услож­ няют интерпретацию показаний компаса (рис. 7-25).

В основе функционирования указателя курса лежит принцип устойчивости гироскопа в пространстве. Ротор прибора вращается в вертикальной плоскости


Кабрирование с левым креном


Горизонтальный левый крен

Прямое кабрирование

Кабрирование с правым креном


Горизонтальный правый крен



Пикирование с левым креном

Пря'мое пикирование


Пикирование

с правым креном


Рис. 7-24. Гирогоризонт отображает положение ЛА относительно реального горизонта.



Главный привод Привод картушки


Гироскоп Регулировочная головка


Рис. 7-25. Указатель курса отображает направление на основании курсового угла от О до 360°, причём последний ноль отбрасывается. Например, «6»означает 060°, а «21»- 210°.

С помощью регулировочной головки указатель курса можно выставить по магнитному компасу.


и прикреплён к ротору картушки компаса. Поскольку ротор остаётся устойчивым в пространстве, любая вы­ бранная точка на картушке сохраняет своё положение относительно вертикальной плоскости гироскопа. Фактически ЛА вращается вокруг движущегося по фиксированной траектории гироскопа, а не наоборот. Поскольку корпус прибора и ЛА вращаются вокруг вертикальной оси гироскопа, картушка обеспечивает точную и надёжную информацию о курсе ЛА.

Прецессия, вызванная трением, заставляет указа­ тель курса «уходить» (или смещаться) относительно первоначально заданного направления. Помимо прочих факторов, величина сноса прибора непосред­ ственно зависит от его состояния. Если подшипники изношены, загрязнены или не смазаны надлежащим образом, снос может оказаться значительным. Другая ошибка в показаниях указателя курса вызвана тем, что гироскоп ориентирован в пространстве, а Земля вращается вокруг своей оси со скоростью 15° в час. Поэтому, даже если пренебречь сносом из-за трения, указатель курса может давать ошибку в пределах 15° на каждый час работы прибора.

Разновидность указателя курса, которую называют навигационным плановым прибором (НПП), получают ориентир на магнитное направление северного мери­ диана от согласующего магнитного передатчика и не нуждаются в коррекции. Согласующий магнитный передатчик называется магнитометром.

Блок электронных гироскопов (БЭГ)


Электронные индикаторы полётных данных, пришед­ шие на смену свободно вращающимся гироскопам, ос­ нованы на полупроводниковых лазерных компонентах, которые не «опрокидываются», в каком бы положении ЛА не оказался. Этого удалось достичь в результате раз­ работки навигационной системы, называемой блоком электронных гироскопов (БЭГ).

БЭГ передаёт на ОИПД сигналы, позволяющие ото­ бражать информацию о крене и тангаже ЛА, аналогич­ ную той, которую отображает гирогоризонт. Курсовая информация поступает из магнетометра, который чув­ ствителен к магнитным силовым линиям Земли. Затем информация обрабатывается и пересылается на ОИПД для отображения на курсовом дисплее (рис. 7-26).


Рис. 7-26. Блок электронных гироскопов.


Магнитно-индукционный компас


Как было сказано выше, магнитные силовые линии Земли имеют две основные характеристики: вдоль них располагаются магниты, и в любом контуре, пересекающем их, возникает (индуцируется) электри­ ческий ток.

В конструкции магнитно-индукционного компаса, управляющего положением согласующих гироско­ пов, используется принцип магнитной индукции. Магнитно-индукционный датчик представляет собой небольшое разделённое на сегменты кольцо (рис. 7-27). Оно выполняется из аморфного железа, хорошо реаги­ рующее на магнитные силовые линии. Вокруг каждого из трёх радиальных стержней, соединяющих кольцо со ступицей, навиты электрические обмотки (так называ­ емые воспринимающие обмотки), в которых течёт ток, индуцированный магнитным полем Земли. В обмотке вокруг железной ступицы в центре кольца (сигнальная



р

.,,...,

(

_ _,_ Воспринимающие


' ' / обмотки


А


Рис. 7-27. Магнитное поле Земли создаёт в рамке из аморфного железа магнитный поток всякий раз, когда электрический ток

в центральной (сигнальной) обмотке меняет своё направление. Магнитный поток генерирует электрический ток в трёх воспринимающих обмотках.


обмотка) течёт переменный ток частотой 400 Гц. В мо­ менты, когда ток достигает пикового значения (дважды за каждый цикл), обмотка создаёт настолько сильное магнитное поле, что магнитное поле Земли перестаёт создавать в кольце магнитный поток.

Когда между пиками переменный ток меняет своё направление, рамка размагничивается, и магнитное поле Земли создаёт в ней магнитный поток. Проходя сквозь воспринимающие обмотки, этот поток индуци­ рует в них электрический ток. Три воспринимающих обмотки соединены таким образом, что при изменении курса ЛА магнитный поток в них меняется (рис. 7-28).

Обмотки соединены с трёмя аналогичными (но мень­ шего диаметра) обмотками, содержащимися в блоке, который называется «сельсин» и располагается внутри корпуса прибора. Сельсин вращает круговую шкалу радиомагнитного указателя (РМУ) или НПП.


Дистанционный компас

Дистанционные компасы были созданы для устране­ ния ошибок и ограничений более старых моделей ука­ зателей курса. Дистанционный компас обычно уста­ навливается на приборной панели и состоит из двух компонентов: панорамного навигационного указателя и управляюще-компенсирующего блока (рис. 7-29). Панорамный навигационный указатель обычно назы­ вают навигационным плановым прибором (НПП).

Управляюще-компенсирующий блок снабжён на­ жимной кнопкой, позволяющей выбрать режим «со­ гласованного гироскопа» или «свободного гироскопа».


Рис. 7-28. Электрический ток в каждой из трёх воспринимающих обмоток меняется при изменении курса ЛА.

Блок также оснащён согласующим измерителем и двумя ручными регуляторами с направляющими го­ ловками. Согласующий измеритель отображает раз­ ницу между индикаторным и магнитным курсом. При отклонении вправо картушка компаса даёт ошибку в направлении по часовой стрелке; при отклонении влево, соответственно, - против часовой стрелки. Когда ЛА входит в поворот и картушка начинает вра­ щаться, согласующий измеритель отображает полное отклонение в ту или иную сторону. Когда система на­ ходится в режиме «свободного гироскопа», ориентация картушки компаса может настраиваться с помощью соответствующего ручного регулятора.


Рис. 7-29. Панорамный навигационный указатель (НПП, вверху), согласующий измеритель (внизу справа) и управляюще-согласующий блок (внизу слева).


Рис. 7-30. Управляемая сигналом магнитно-индукционного датчика картушка компаса этого РМУ указывает направление движения ЛА по отношению к индексной метке в верхней части циферблата. Зелёная стрелка отображает показания АРК.‌


Отдельно от прибора устанавливается независимый блок - магнитный согласующий передатчик. Обычно он крепится на законцовке крыла, чтобы исключить влияние магнитных помех. Магнитный согласующий передатчик содержит магнитно-индукционный дат­ чик, выполняющий в системе функцию определения направления. Магнитный поток силовых линий маг­ нитного поля Земли, усиленный прибором, превра­ щается в сигнал, который передаётся в блок указателя курса, также установленный отдельно от основной системы. Сигнал приводит в действие сервомотор указателя курса, который поворачивает гироскоп, вы­ равнивая его в соответствии с сигналом передатчика. Магнитный согласующий передатчик соединён с НПП электрической цепью.

Существует множество вариантов конструкции

дистанционного компаса, поэтому ниже будут рас­ смотрены только основные параметры этого прибора. Чтобы быть готовым к полёту по приборам, пилот дол­ жен быть хорошо знаком с характеристиками оборудо­ вания своего ЛА.

По мере того, как число приборов на инструменталь­ ной панели ЛА растёт и у пилота остаётся всё меньше времени на считывание их показаний, производители навигационных инструментов стремятся объединить различные приборы между собой. Примером такого объединения является радиомагнитный указатель (РМУ), изображённый на рис. 7-30. Картушка компаса управляется сигналами магнитно-индукционного дат­ чика, а две стрелки - автоматическим радиокомпасом (АРК) и сверхвысокочастотным (ОВЧ) всенаправлен­ ным радиомаяком (ВРМ).

Указатели курса, не обладающие функцией авто­ матической ориентации на север, называются «сво­ бодными» гироскопами. Они требуют обязательной периодической настройки. Крайне важно регулярно проверять правильность работы указателей (не реже, чем раз в 15 минут) и, при необходимости, коррек­ тировать показания указателя курса по магнитному компасу. Подстраивать указатель курса под показания магнитного компаса необходимо только в режиме установившегося прямолинейного полёта, чтобы ис­ ключить ошибки компаса.

Ограничения указателя компаса по крену и тангажу меняются в зависимости от конструкции и произво­ дителя прибора. Для некоторых указателей курса, устанавливаемых на лёгкие ЛА, эти пределы равны примерно 55° как по тангажу, так и по крену. Когда лю­ бое из этих предельных значений превышено, прибор

«опрокидывается» или «рассыпается» и теряет способ­ ность к отображению правильной информации. После

«опрокидывания» прибора он должен быть возвращён в исходное положение с помощью арретирующей кнопки. Конструкция многих современных приборов исключает «опрокидывание».

Если гироскоп вращается недостаточно быстро, чтобы сохранять свою ориентацию, может возникать дополнительная ошибка прецессии. Причиной этого может служить прекращение подачи к гироскопу до­ статочного уровня всасывания от вакуумной системы. В таком случае роторы указателей курса и простран­ ственного положения начинают замедлять своё враще­ ние. При этом они становятся более подверженными к отклонению от первоначальной плоскости вращения. Некоторые ЛА снабжены световой сигнализацией, указывающей на падение уровня вакуума. В других ЛА имеется вакуумный датчик, который отображает уро­ вень всасывания.


Контрольпоказанийприбора

При раскручивании гироскопа не должно быть ника­ ких посторонних звуков. Во время руления прибор дол­ жен отображать повороты в правильном направлении, и прецессия не должна выходить за установленные пре­ делы. В режиме холостого хода гироскопические при­ боры, подключённые к вакуумной системе, не должны достигать эксплуатационной скорости, а прецессия должна возникать быстрее, чем во время полёта.


Курсовые системы

Земля представляет собой огромный магнит, враща­ ющийся вокруг своей оси и окружённый магнитным полем, состоящим из невидимых силовых линий. Эти

линии выходят из поверхности Земли в северном маг­ нитном полюсе и возвращаются в неё в южном магнит­ ном полюсе.

Линии магнитного поля характеризуются двумя важными принципами: любой свободно вращаю­ щийся магнит ориентируется параллельно им, а в любом проводнике, пересекающем их, возникает электрический ток. Большинство указателей курса, устанавливаемых в ЛА, в своей работе используют тот или иной из этих принципов.


Магнитный компас


Магнитный компас является одним их древнейших и наиболее простых приборов для указания направле­ ния. Это также один из основных приборов, наличие которых регламентируется как правилами визуаль­ ного полёта, так и правилами полёта по приборам.

Магнит представляет собой кусок материала (обычно железосодержащего металла), способного привлекать и удерживать линии магнитного поля. Независимо от размера, любой магнит имеет два полюса - северный и южный. Когда один магнит попадает в поле другого, разноимённые полюса магнитов притягиваются, а одноимённые - отталкиваются.

Устанавливаемый на ЛА магнитный компас, как, например, показанный на рис. 7-30, содержит два не­ больших магнита, прикреплённых к металлическому поплавку, который содержится в запаянном сосуде («ко­ телке») с компасной жидкостью (спиртом, глицерином или керосином). На поплавок нанесена градуирован­ ная шкала, называемая картушкой компаса и видимая в стеклянном окошке с курсовой чертой. Картушка маркирована буквами, соответствующими сторонам света (север, восток, юг и запад), и числами, обозна­ чающими азимут с шагом 30°. Цифра «О» справа в этих числах отсутствует. Например, «3» соответствует 30°,

6 - 60°, а 33 - 330°. Между буквами и числами шкалы расположены длинные и короткие деления: длинное деление соответствует 10°, а короткое - 5°.

Через центр поплавка с картушкой проходит ось из закалённой стали, которая покоится внутри специ­ альной подпружиненной чаши из синтетического сапфира. Поплавок принимает на себя большую часть веса оси, а жидкость гасит колебания поплавка и кар­ тушки. Такая конструкция опоры позволяет поплавку свободно вращаться внутри котелка при крене при­ мерно до 18°. При больших значениях крена показания компаса становятся нестабильными и неточными.

Котелок компаса доверху наполнен компасной жид­ костью. Для предотвращения повреждений или про­ течек при изменении объёма жидкости, связанном с колебаниями температуры, в нижней части котелка


Рис. 7-31. Магнитный компас. Вертикальная линия на стеклянном окошке называется курсовой чертой.


располагается гибкая диафрагма или гофрированная мембрана.

Магниты ориентируются в соответствии с магнит­ ным полем Земли, и значение курса ЛА отображается меткой на картушке, совмещённой с курсовой чертой. Обратите внимание, что, как показано на рис. 7-31, пи­ лот видит картушку компаса «задом наперёд». Когда ЛА летит на север (как показывает компас), восток нахо­ дится справа от пилота. На картушке справа от пилота находится метка «33», обозначающая 330° (к западу от севера). Причина этой «обратной маркировки» в том, что картушка всё время фактически остаётся непод­ вижной, в то время пилот (вместе с корпусом компаса) вращается вокруг неё и поэтому должен видеть её как бы изнутри, «с изнанки».

В верхней или нижней части компаса располагается компенсаторный узел, который позволяет авиацион­ ному технику создавать внутри корпуса прибора маг­ нитное поле, уравновешивающее влияние внешних магнитных полей. Это делается с целью корректировки ухода (девиации) показаний компаса. В компенсатор­ ном узле имеется два стержня, торцы которых выходят на переднюю поверхность компаса и снабжены про­ резями для отвёртки. Каждый стержень вращает один или два небольших компенсаторных магнита. Один из стержней маркирован буквами В-З или E-W («East­ West»), и соединённые с ним магниты оказывают влия­ ние на компас, когда ЛА движется на восток или запад. Аналогично, другой стержень маркирован С-Ю или N-S («North-South»), и его магниты воздействуют на компас при движении на север или юг.


Наведённые ошибки магнитного компаса

Магнитный компас является самым простым прибо­ ром на панели, но и он подвержен ошибкам, о которых необходимо сказать в этом разделе.


Магнитное склонение


Земля вращается вокруг оси, проходящей от одного географического полюса до другого. При создании карт и планов местности используются меридианы географической долготы, пересекающие географиче­ ские полюса. Направления, отсчитываемые от геогра­ фических полюсов, называются истинными направ­ лениями. Северный магнитный полюс, на который указывает магнитный компас, не совпадает с геогра­ фическим, а отстоит от него примерно на 2000 кило­ метров. Направления, отсчитываемые от магнитных полюсов, называются магнитными направлениями. В аэронавигации угол между истинным и магнитным на­ правлениями называется магнитным склонением.


Рис. 7-32. Изогонические линии - линии одинакового магнитного склонения.


На рис. 7-32 изображены изогонические линии, со­ единяющие на карте точки с одинаковым магнитным склонением. Линия, которая проходит по Северной Америке недалеко от Чикаго, называется агонической (или линией нулевого магнитного склонения). Как сле­ дует из названия, в любой точке этой линии магнитное склонение равно нулю. К востоку от этой линии лежит полоса, точки которой оказываются восточнее север­ ного магнитного полюса, но западнее географического северного полюса, поэтому для получения верной ин­ дикации компас нуждается в коррекции.

Например, для Вашингтона, округ Колумбия, маг­ нитное склонение равно 10° к западу. Если пилот, нахо­ дящийся в районе Вашингтона, намерен лететь истин­ ным курсом на юг (180°), к этой величине необходимо добавить магнитное склонение, в результате чего бу­ дет получен магнитный курс 190°. Для Лос-Анджелеса (штат Калифорния) магнитное склонение равно 14° к востоку. Поэтому для полёта истинным курсом 180° в этом районе нужно вычесть из значения курса вели­ чину склонения и двигаться магнитным курсом 166°.

Ошибка склонения остаётся неизменной вне зависи­ мости от направления движения ЛА, она одинакова в любой точке изогонической линии.


Девиация компаса


Магниты в компасе выравниваются относительно лю­ бого магнитного поля. Локальные магнитные поля, соз­ даваемые электрическими цепями ЛА, близлежащими электрическими линиями или намагниченными ча­ стями конструкции, искажают магнитное поле Земли и вызывают ошибку компаса, называемую девиацией.

Девиация, в отличие от магнитного склонения, ме­ няется в зависимости от направления движения, но не подвержена влиянию географического положения. Ошибку магнитного склонения невозможно снизить или изменить, но ошибка девиации может быть мини­ мизирована после того, как авиационный техник вы­ полнит сервисную операцию, называемую «списанием девиации компаса».

На большинстве аэродромов есть компасная роза, которая представляет собой разметку из набора линий, нанесённую на стоянке или сервисной зоне, где нет магнитных помех. Линии, ориентированные на север­ ный магнитный полюс, наносятся с шагом 30°, как по­ казано на рис. 7-33.


Рис. 7-33. Использование компасной розы позволяет снизить ошибку девиации компаса.

Авиатехник устанавливает ЛА в соответствии с маг­ нитным курсом и настраивает компенсаторные маг­ ниты таким образом, чтобы минимизировать разницу между показаниями компаса и истинным магнитным курсом ЛА. Ошибки, устранить которые не удаётся, за­ писываются в таблицу поправок компаса, пример кото­ рой приведён на рис. 7-34. Таблица поправок находится в специальном кармашке рядом с компасом. Пилот может подвести ЛА к компасной розе и ориентировать его по магнитному курсу (на основании указаний авиа­ техника). Авиатехник, если он имеет на то разрешение,



FOR ООО 030 060 090 120 150

RDO.ON

00/

оэz.

ОИ-

D'!S

t 2-З

/ 55'

RDO.OFF

002.

031

01.'I


12.s

157

STEER

°'"

FOR 180 210 240 270 300 330

STEER

равна -4°, а для 210° равна нулю. Для промежуточного значения 190° выбираем поправку -2°. Таким образом, для того, чтобы истинный курс был 180°, пилот должен следовать компасным курсом 188°.

RDO.ON

l7b

'2.1"

2'fЗ

'211

Z'fl,

32.

ство: компасный курс ± девиация компаса = магнит,

RDO.OFF

17'1

210

ZlfP

'2.73

2.'1Я

Э'Z.7

ный курс ± магнитное склонение = истинный курс.

Для вычисления истинного курса при заданном ком- пасном курсе нужно использовать следующее равен-


Рис. 7-34. Таблица поправок компаса содержит поправки девиации для любого курса.


может и сам осуществить руление и ориентацию ЛА. Регулировка компаса и заполнение таблицы поправок, однако, могут производиться только авиатехником. Если полёт должен осуществляться по магнитному курсу 120° с включённым радиопеленгатором, компас­ ный курс должен быть равен 123°.

Поправки на магнитное склонение и девиацию ком­ паса должны применяться в правильной последова­ тельности, что можно проиллюстрировать следующим примером. Предположим, что истинный курс задан и равен 180°.

Шаг 1. Определяем магнитный курс: истинный курс (180°) ± магнитное склонение (+10°) = магнитный курс (190°).

Магнитным курсом (190°) можно следовать, если ошибки девиации отсутствуют. Теперь необходимо свериться с таблицей поправок, чтобы узнать требуе­ мую поправку для компасного курса 190°.

Шаг 2. Определяем компасный курс. Магнитный курс (190°, из шага 1) ± девиация компаса (-2°, из та­ блицы поправок) = компасный курс (188°).

Примечание. Промежуточные значения магнитных курсов, не указанные в таблице поправок, вычисля­ ются примерно на основании указанных значений справа и слева. Поправка для магнитного курса 180°


Ошибки наклонения картушки


Считается, что магнитные силовые линии выходят из Земли в северном магнитном полюсе и возвращаются в неё в южном магнитном полюсе. В обеих этих точках линии перпендикулярны поверхности Земли. У маг­ нитного экватора, который находится ровно посере­ дине между полюсами, линии параллельны поверхно­ сти Земли. Магниты в компасе ориентируются по этим линиям, и возле полюсов они наклоняют или опроки­ дывают поплавок и картушку. Поплавок уравновешен небольшим компенсаторным грузом, который гасит эффект наклонения при эксплуатации прибора в уме­ ренных широтах северного полушария. Наклонение и влияние груза вызывают две достаточно существенные ошибки: северную поворотную ошибку и инерцион­ ную погрешность.

Северная поворотная ошибка возникает из-за воз­

действия вертикальной составляющей магнитного поля Земли при движении на север или на юг. Когда ЛА, движущийся курсом на север, совершает поворот к востоку, он накреняется вправо, и картушка компаса также наклоняется вправо. Вертикальная составля­ ющая магнитного поля Земли тянет северный край магнита вправо, и поплавок вместе с картушкой пово­ рачивается к востоку, в сторону, противоположную на­ правлению выполняемого поворота (рис. 7-35).


Рис. 7-35. Северная поворотная ошибка.



Рис. 7-36. Влияние инерционной погрешности.


При выполнении поворота с севера на запад ЛА на­ креняется влево, и картушка компаса наклоняется влево. Магнитное поле воздействует на южный край магнита, заставляя картушку поворачиваться к вос­ току. Таким образом, показания прибора снова ока­ зываются противоположными направлению поворота ЛА. Эта ошибка описывается следующим правилом: при повороте с северного курса показания компаса за­ паздывают относительно поворота.

Когда ЛА движется курсом на юг и начинает поворот к востоку, магнитное поле Земли действует на край магнита, вращая картушку к востоку - в ту же сто­ рону, куда поворачивает ЛА. Если поворот осущест­ вляется с юга на запад, магнитная сила вращает кар­ тушку к западу - опять же, в направлении поворота ЛА. Для этой ошибки существует следующее правило: при повороте с южного курса показания компаса опе­ режают поворот.

Инерционная погрешность возникает потому, что из-за воздействия компенсаторного грузу ориентиро­ ванный на юг край картушки (обозначенный буквой N) оказывается тяжелее, чем её противоположный край. Когда ЛА движется с постоянной скоростью на вос­ ток или запад, поплавок и картушка уравновешены. Влияние магнитного наклонения и веса груза при­ близительно одинаковы. Если ЛА ускоряется в на­ правлении востока (рис. 7-36), инерция веса выводит поплавок из состояния равновесия, и картушка пово­ рачивается к северу. Как только скорость ЛА стабили­ зируется, картушка возвращается в первоначальное положение, указывая на восток. Если при движении


на восток ЛА замедляется, сила инерции перемещает груз вперёд, картушка поворачивается к югу и остаётся в таком положении момента, когда скорость ЛА опять стабилизируется.

То же самое происходит и при движении курсом на запад. Инерция ускорения приводит к запаздыванию груза, и картушка поворачивается к северу. При за­ медлении ЛА, движущегося курсом на запад, инерция заставляет груз двигаться с опережением, и картушка поворачивается к югу.

Для запоминания последствий инерционной по­ грешности существует мнемоническое правило

«УСЗЮ» (ускорение - север, замедление - юг). Ускорение заставляет компас указывать на север, а за­ медление - на юг.


Ошибка колебаний компаса

Колебания компаса - это сочетание всех остальных его ошибок, в результате которых картушка начинает качаться вперёд и назад вокруг направления движе­ ния ЛА. При согласовании гироскопического указа­ теля курса с показаниями магнитного компаса необ­ ходимо использовать среднее положение картушки между колебаниями.


Компас с вертикальной картушкой


Компас с плавающим магнитом не только подвержен описанным выше ошибкам - он также не вполне удобен в эксплуатации. Зачастую пилоты начинают



Рис. 7-38. Датчик температуры наружного воздуха.



Рис. 7-37. Компас с вертикальной картушкой.


поворот в неправильном направлении, введённые в заблуждение зеркальной шкалой картушки. Восток на шкале располагается там, где пилот ожидает видеть запад, и наоборот. Компас с вертикальной картушкой свободен от этого недостатка. На циферблат такого компаса нанесены буквы, обозначающие стороны света, числовые метки через каждые 30° и засечки - через каждые 5°. Закреплённый на оси магнит через передаточный механизм вращает циферблат, а курсо­ вая черта для считывания направления движения ЛА представлена в виде символа самолёта, изображённого на стекле прибора. Вихревые токи, возникающие в алюминиевом корпусе прибора, демпфируют, или га­ сят, колебания магнита (рис. 7-37).


Запаздывания и опережения


При повороте с северного курса показания компаса запаздывают относительно поворота ЛА. При пово­ роте с южного курса показания компаса опережают поворотЛА.

Демпфирование вихревыми токами


Амплитуда колебаний картушки компаса может быть снижена за счёт интерференции магнитных полей. В случае компаса с вертикальной картушкой, магнитный поток от качающегося электромагнита постоянного тока создаёт вихревые токи в демпфирующем диске или котелке. Вторичный магнитный поток, создавае­ мый вихревыми токами, гасит поток электромагнита и снижает колебания.


Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ)

Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ) - это простой и эффективный прибор, устанавливаемый таким образом, чтобы его воспринимающий элемент был открыт для воздействия забортного воздуха. Воспринимающий элемент датчика состоит из би­ металлического термометра, который представляет собой свёрнутую в спираль полоску из двух свальцо­ ванных между собой пластин, изготовленных из ме­ таллов с различными коэффициентами расширения. Один конец полоски закреплён в защитной трубке, а к другому прикреплена стрелка, вращающаяся относи­ тельно круглого циферблата. Датчик ТНВ градуирован в градусах Цельсия, Фаренгейта или в обеих шкалах. Точные данные о температуре наружного воздуха по­ зволяют пилоту судить о вертикальном градиенте тем­ пературы и изменении высоты полёта (рис. 7-38).


Ру1<оводства по лётной э1<сплуатации и другие до1<ументы


В комплект каждого ЛА входит документация и набор руководств, с которыми необходимо ознакомиться пе­ ред началом эксплуатации ЛА. В настоящей главе опи­ сываются руководства по лётной эксплуатации ЛА (РЛЭ), эксплуатационные справочники пилота (ЭСП) и другая документация, относящаяся к использова­ нию, полётопригодности, техническому обслужи­ ванию и операциям с неисправным оборудованием. Знакомство с этими документами и руководствами необходимо для обеспечения безопасности полётов.

Руководства по лётной эксплуатации (РЛЭ)

Руководство по лётной эксплуатации (РЛЭ) представ­ ляет собой краткий справочник, содержащий практи­ ческую информацию о ЛА. В РЛЭ содержатся основные факты, сведения и/или инструкции пилоту, касающи­ еся эксплуатации ЛА, техники пилотирования и т.д. Оно должно находиться в кабине пилота и всегда быть под рукой.

Информационное руководство владельца ЛА - до­ кумент, предоставляемый производителем и со­ держащий общую информацию о ЛА определённой марки и модели. Эти руководства не утверждаются Федеральным управлением гражданской авиации США (FAA) и не относятся к какому-либо конкретному ЛА. В них приводится общая информация об эксплуа­ тации ЛА, они редко обновляются и не могут служить заменой РЛЭ/ЭСП.

РЛЭ составляются производителем ЛА и утверж­ даются FAA. Брошюра содержит информацию и ин­ струкции, необходимые для безопасной эксплуатации ЛА. Перед началом изучения руководства следует убе­ диться, что оно соответствует эксплуатируемому ЛА (путём сверки серийного номера). В РЛЭ приводятся эксплуатационные процедуры и ограничения конкрет­ ного ЛА. Раздел 14 Кодекса федеральных нормативных документов США (14 CFR), часть 91, обязывает пилотов соблюдать эксплуатационные ограничения, которые приводятся в утверждённых РЛЭ, а также указываются на маркировочных знаках и плакатах.

Первоначально единого формата РЛЭ не существо­ вало, и каждый производитель самостоятельно опреде­ лял форму и содержание руководств. Ситуация измени­ лась с принятием Спецификации № 1, разработанной

Ассоциацией производителей авиации общего назна­ чения (GAMA). Эта спецификация устанавливает стан­ дартизованный формат РЛЭ для всех самолётов и вер­ толётов авиации общего назначения.

Эксплуатационные справочники пилота (ЭСП) также разрабатываются производителями ЛА и под­ лежат утверждению FAA. Если название «эксплуатаци­ онный справочник пилота» используется в качестве за­ главия руководства, на титульной странице брошюры указывается, что её разделы одобрены FAA в качестве руководства по лётной эксплуатации.

ЭСП большинства лёгких самолётов, произведён­ ных после 1975 года, имеют подзаголовок, который информирует пилота, что данная брошюра представ­ ляет собой документ, утверждённый FAA. РЛЭ/ЭСП обычно состоит из девяти разделов: «Общие положе­ ния»; «Эксплуатационные ограничения»; «Особые случаи»; «Выполнение полётов»; «Лётно-технические характеристики»; «Вес и центровка/перечень обору­ дования»; «Описание бортовых систем»; «Техническое обслуживание»; «Дополнения». Производители имеют право вводить дополнительные разделы (например, обеспечение безопасности полёта, эксплуатационные рекомендации) или размещать алфавитный индекс в конце руководства.

Вступительная часть

Хотя может показаться, что РЛЭ/ЭСП летательных ап­ паратов одной марки и модели одинаковы, каждое ру­ ководство уникально и содержит информацию о кон­ кретном ЛА, в том числе, об установленном на нём бортовом оборудовании и параметрах веса/центровки. Производители обязаны указывать на титульной стра­ нице руководства серийный и регистрационный но­ мера, идентифицирующие ЛА, к которому относится данное руководство. Если в руководстве не указаны се­ рийный и регистрационный номера конкретного ЛА, это означает, что оно предназначено исключительно для использования в качестве учебного пособия.

Большинство производителей снабжают руковод­ ство оглавлением, содержащим номера и названия разделов. Каждый раздел обычно имеет собствен­ ное оглавление. Нумерация страниц отражает но­ мер раздела и страницы внутри раздела (1-1, 1-2, 2-1,


Рис. 8-1. Указатель воздушной скорости на одномоторном самолёте.

3-1 и т.д.). Если руководство поставляется в несброшю­ рованной форме, каждый раздел обычно содержит раз­ делитель с указанным на нём номером или названием раздела, либо и тем и другим. Раздел «Особые случаи» может быть выделен разделителем красного цвета.


Рис. 8-2. Указатель воздушной скорости на многомоторном самолёте.

((Общие положения» (раздел 1)

Раздел «Общие положения» содержит общие сведения о планере и силовой установке ЛА. В некоторые руко­ водства включаются трёхмерные схемы ЛА и его ос­ новных компонентов. В этом разделе приводятся такие данные, как размах крыльев, максимальная высота, га­ баритная длина, колёсная база, ширина колеи основ­ ных шасси, диаметр и клиренс несущего винта, ми­ нимальный радиус поворота и площадь крыла. Раздел служит в справочных целях и помогает пилоту в озна­ комлении с ЛА.

Последняя часть раздела содержит определения, со­ кращения, систему условных обозначений и объясне­ ние некоторых терминов, используемых в руководстве. Производитель может также включить сюда таблицы преобразования метрических и других величин.

((Эксплуатационные ограничения» (раздел 2)

Раздел «Эксплуатационные ограничения» содержит только те ограничения, которые предписываются нор­ мативными документами или соблюдение которых необходимо для безопасной эксплуатации ЛА, сило­ вой установки, бортовых систем и оборудования. Сюда также входит информация о маркировке приборов, цветовом кодировании и перечень основных та­ бличек, размещённых в кабине пилота. К основным эксплуатационным ограничениям относятся воз­ душная скорость, вес/распределение нагрузки и по­ лётные режимы.

«Воздушнаяскорость»

Ограничения воздушной скорости нанесены (в виде цветных меток) на указателе воздушной скорости (УВС), а также на табличках или диаграммах в кабине пилота (рис. 8-1). Красная метка на УВС указывает на предел воздушной скорости, превышение которого может повлечь структурное повреждение ЛА. Этот по­ казатель называется максимально допустимой ско­ ростью (VNE). Жёлтая дуга обозначает диапазон ско­ ростей от максимальной крейсерской скорости (VNo) до VNE' Эксплуатация ЛА в диапазоне жёлтой дуги раз­ решается только при отсутствии ветра и с предельной осторожностью. Зелёная дуга обозначает нормальный диапазон рабочих скоростей, верхней границей кото­ рого является VNo' а нижней - скорость сваливания при максимальном весе с убранными шасси и закрыл­

ками (Vs ). На УВС, устанавливаемых в самолётах, бе­

1

лой дугой обозначается рабочий диапазон закрылков,

верхней границей которого является максимальная скорость с выпущенными закрылками (VFE), а ниж­ ней - скорость сваливания с шасси и закрылками

в посадочной конфигурации (Vs ).

0

Помимо перечисленных видов маркировки, на УВС,

устанавливаемые на лёгкие многомоторные самолёты, наносятся красная радиальная линия, обозначающая минимальную скорость с одним работающим двигате­ лем (Vмс), исиняя радиальная линия, указывающая на оптимальную скороподъёмность с одним работающим двигателем и с максимальным весом на уровне моря CVvsJ (рис. 8-2).

«Силоваяустановка»

Подраздел «Силовая установка» описывает эксплуата­ ционные ограничения для ЛА с поршневыми или газо­ турбинными двигателями. Сюда входят ограничения по взлётной, максимальной непрерывной и макси­ мально допустимой мощности. Последний показатель представляет собой максимальную мощность, кото­ рую может вырабатывать двигатель без каких-либо ограничений по времени, и обозначается на шкале


зелёной дугой. Помимо этого, в подраздел включаются сведения о минимальном и максимальном давлении топлива и масла и их сортах, а также эксплуатацион­ ные пределы воздушного винта (рис. 8-3).

ЛА с поршневыми двигателями должен быть осна­ щён указателями частоты вращения каждого двига­ теля. На ЛА, оснащённых воздушным винтом посто­ янной скорости или роторной системой, контроль полезной мощности двигателя производится с помо­ щью манометра наддува, а скорость вращения воздуш­ ного винта (ротора) - с помощью тахометра. На обоих приборах максимальный эксплуатационный предел обозначен красной радиальной линией, а диапазон ра­ бочих режимов - зелёной дугой (рис. 8-4). На некото­ рых приборах жёлтой дугой указывается опасная экс­ плуатационная зона.

«Вес и распределение нагрузки»

Подраздел «Вес и распределение нагрузки» содер­ жит значения максимальных весов, а также границ диапазона центровок. В нём также указывается по­ ложение начала отсчёта, использующееся при рас­ чёте центровки. Методика расчёта веса и центровки приводится не в этом подразделе, а в разделе «Вес и центровка».

«Ограничения полётных режимов»

В подразделе «Ограничения полётных режимов» пе­ речислены разрешённые манёвры с указанием со­ ответствующих значений воздушной скорости, мак­ симальной перегрузки и допустимых параметров окружающей среды. Здесь также содержится пере­ чень запрещённых манёвров (например, штопор или фигуры высшего пилотажа), а также эксплуатацион­ ные ограничения (например, при выполнении полёта в условиях обледенения).


Нормальный операционный диапазон


Минимум


Рис. 8-3. Метки максимального и минимального режима и рабочего диапазона на масляном манометре.


Рис. 8-4. Манометр наддува (вверху) и тахометр (внизу).


«Таблички»

Внутри большинства ЛА размещаются одна или несколько табличек, содержащих информацию, кото­ рая непосредственно связана с безопасной эксплуата­ цией ЛА. Таблички закрепляются на видных местах; их общий вид и расположение приводятся в разделе

«Эксплуатационные ограничения» или определяются Директивой по лётной годности (АО) (рис. 8-5).

«Особые случаи» (раздел 3)

Раздел «Особые случаи» содержит перечни проце­ дур, которые необходимо выполнить для устранения тех или иных аварийных или критических ситуаций. Примерами таких ситуаций могут являться отказ дви­ гателя, пожар или неисправность какой-либо бортовой системы. Раздел может включать в себя описание про­ цедур перезапуска двигателя в полёте и вынужденного покидания ЛА. Перечни процедур могут быть приве­ дены сначала в сокращённой, а потом в развёрнутой


·. WARNING

ASSURE ТНАТ SедТ IS LOCKED IN POS/TION PRIOR ТО TAXI, TAKE-OFF, AND LAND/NG. FAILURE ТО PROPERLY LATCH SEAT AND HEED ALL

SAFEТY INSTRUCTIONS CAN RESULТ IN B00/Lу INJURY OR DEATH.


W А R--.-.-сдuтю-N ]-

ТО AVOIO OPТICAL 11 1. TURN OFF STROBE LTS

VERTIGO TURN ANT WHEN TAXIING NEAR

OTHER АСFТ OR WHEN

, OFF UPON ENТERING С FLYING IN FOG OR IN

- --- ---·-- CLOUDS. STD POSITION

WARN,ЩG

LTS MUST ВЕ USED FOR ALL NIGHT OPERATIONS.

Иногда производители включают в этот раздел ин­ формационный блок «Нештатные процедуры». В нём описываются действия в необычных ситуациях, кото­ рые не считаются аварийными.

((Выполнение полётов» (раздел 4)

Этот раздел начинается с перечисления значений воз­ душных скоростей для различных режимов нормаль­ ной эксплуатации ЛА. Далее следуют перечни действий, выполняемых пилотом при выполнении предполёт­ ного осмотра, перед посадкой в кабину, перед запу­ ском и во время прогрева двигателя, перед рулением

·-•

ASSUAE ТНАТ - 2. IN CASE OF FIRE TURN

и во время него, перед взлётом, во время набора вы­

CONTAMINAN' QFF CABIN НЕАТ

f

INCLUDtt.•r-.wлт,,,2'1.,.._..._     ,...._ , ,

дRЕ REMOVED '1" - =

соты, в крейсерском режиме, во время снижения, пе­

ред посадкой, при уходе на второй круг, после посадки

AND FUEL svs·..11

FLIGHT. FAILUR•-.

WARNING


и после окончания полёта. Далее приводится подроб­

CONTAMINANT Fф ONLY ТНЕ PILOT 0F THIS

0

HEED ALL SAFEТY li AIRCRAFT 1S PERMIПED ТО

TOA Ba н NJl1ARe OPEN-CLOSE-LOCK

ное и расширенное описание всех процедур, содержа­ щихся в перечнях.

INJURY OR DEAT

THIS DOOR

Будьте внимательны при выборе процедур, относя­

щихся к тому или иному случаю. Точное и аккуратное

Рис. 8-5. Таблички с перечислениемэксплуатационных ограничений.

форме. Для того, чтобы быть готовым к аварийной си­ туации, закрепите в памяти действия, выполняемые непосредственно в момент её возникновения, а после их выполнения обратитесь к соответствующему раз­ делу руководства.

выполнение утверждённых процедур - признак дис­ циплинированного и компетентного пилота.

((Лётно-технические характеристики» (раздел 5)

Раздел «Лётно-технические характеристики» содер­ жит все рабочие показатели ЛА согласно требованиям



Рис. 8-6. Диаграмма скорости сваливания.


сертификационных документов, а также любую допол­ нительную информацию, которую производитель счи­ тает важной для обеспечения безопасности полётов. Эксплуатационные таблицы, графики и диаграммы могут иметь различный формат и оформление, но со­ держащиеся в них сведения, в целом, одни и те же. Примеры информации, содержащейся в настоящем разделе: график или таблица для перевода индикатор­ ной воздушной скорости в истинную; скорость свали­ вания в различных конфигурациях; данные для опре­ деления рабочих показателей при взлёте, наборе высоты, в крейсерском режиме и во время посадки. На рис. 8-6 приведена типовая диаграмма лётно­ технических характеристик ЛА. Для получения бо­ лее подробной информации относительно исполь­ зования графиков, диаграмм и таблиц обратитесь к главе 10, «Лётно-технические характеристики ЛА».

«Вес и центровка/список оборудованиs » (раздел 6)

Раздел «Вес и центровка/список оборудования» содер­ жит все данные, необходимые для расчёта веса и ба­ лансировки ЛА согласно требованиям FAA. Здесь же приводятся примеры решения задач на расчёт веса и центровки ЛА. Вопросы определения веса и цен­ тровки ЛА подробно рассматриваются в главе 9,

«Вес и центровка».

«Описание бортовых систем»(раздел 7)

В этом разделе описываются бортовые системы ЛА. Форма и порядок подачи информации учиты­ вает класс и опыт пилотов, которые с наибольшей ве­ роятностью будут управлять данным ЛА. Например, при составлении руководства для технически слож­ ного и высокопроизводительного ЛА производитель предполагает, что им, скорее всего, будет управлять опытный пилот. Для получения подробной инфор­ мации о бортовых системах ЛА обратитесь к главе 6,

«Авиационные системы».

«Техническое обслуживание»(раздел 8)

В разделе «Техническое обслуживание» описываются процедуры проверки и технического обслуживания ЛА, рекомендованные производителем и/или норма­ тивными документами. Директивами по лётной годно­ сти могут предписываться дополнительные осмотры или процедуры технического обслуживания планера, двига­ теля/ей, воздушного винта и других компонентов ЛА.

В настоящем разделе приводятся профилактические операции, которые могут выполняться сертифициро­ ванными пилотами, а также рекомендованные произ­ водителем процедуры наземного обслуживания. Сюда входят рекомендации по размещению в ангаре, швар­ товке и общие методики хранения ЛА.

«Дополнениs » (раздел 9)

Раздел «Дополнения» содержит информацию, необ­ ходимую для эффективной и безопасной эксплуата­ ции ЛА, оборудованного дополнительными системами и бортовым оборудованием (не входящими в стандарт­ ную комплектацию). Эти сведения могут предостав­ ляться как производителем ЛА, так и изготовителями дополнительного оборудования. Информация добавля­ ется в руководство в момент установки оборудования. Примерами дополнительного оборудования могут слу­ жить автоматические системы управления воздушным судном, навигационные приборы или системы конди­ ционирования воздуха (рис. 8-7).


Рис. 8-7. Раздел «Дополнения»содержит информацию о дополнительном оборудовании.

«Рекомендации по обеспечению безопасности» (раздел 10)

Раздел «Рекомендации по обеспечению безопасно­ сти» не является обязательным. Он содержит обзор сведений, помогающих обеспечить безопасную экс­ плуатацию ЛА. Сюда могут входить физиологические факторы, общая информация о погодных условиях, способы экономии топлива, операции при высотных полётах или низких температурах.


Бортовая документация ЛА

Регистрационный сертификат ЛА

Перед началом эксплуатации ЛА его необхо­ димо зарегистрировать в регистрационном бюро FAA. Регистрационный сертификат ЛА, который выда­ ётся владельцу в подтверждение регистрации, должен постоянно находиться на борту ЛА (рис. 8-8).

Регистрационный сертификат ЛА не даёт права на эксплуатацию воздушного судна в перечисленных ниже случаях:


REGISТRATION NOT TRANSFERABLE

UNITED STATES OF дMERICA Т\is c111ili"lt

OEPARTMENT OF TRANSPORTATION - FEDERAL. AVIATION AOMINISTRATICIN 1'11:ISI Ье i11 t e Jir-

CERTIFICAТE OF AIRCRAFT REGISТRATION ш11 w>" '''""'·

AIRCЯAfT 9411

SERIAI. NO.

MANUFACiURER AND МANUFACTURER'S DESIGNATION OF AIRCRAFТ

PITTS SIS

ICAO Aircraft Ad ress Code: 516 З 7


1


u

Е

D

т

о

JACOBS МАRК W.

520 BIPLANE L

TECUМSEH, MI

Tllis cerlilictta is l$Sl.lctl for,.gl l/1• liOII patpOSl!S oaly tnd is 1101 а cetlil· Jcate ol lilft.

The Ftd11t:1I A,i1· liOI A.4iflil'IIШtliO:I

foe nol de-terml••

ri9h1s ol owa,rslllp

1s b•tvatt1 prlvate

Qff.$,011$,


11 1S c,nlll,d lbll lh • """' о, "' "''"" о! ..., ...,.. ..

Avl11io11 Ad::t1i11istri1iofl, cotd11.ce •11111 tli• Co1,t111io11 11•

1111ern111ioit1I Civll Av • ••• wil11 1111 fede11I дvlatlon Ас! U.S. Oepartment

i::;..1.:,>S:,:&:::;8,c_;•:,:•;_' .:.":.:!'::'l::"':;:::..:;:. ...::.:,1z:.:: , !of Transport11tion

DATE OF ISSUE federal Avi tion

JUNE З , AiЖIHISТRATOR Administration


EFFECT OF REGl'ПRI\TION

Sttlio S[J1(tJ cl ll1if' f,.,,1,11 AYl101IOII A(t ')1 19 5t•s tl.S с.1,01) p,.,1dcf:·•.•Rf'gisl11LiO:I tJ1tl1 1101 Ь• ttidttllr.f •


U.S. Оерг,1men1

or Tц1n poit,Jtion

Federaf Aviation Administration

Ofll[f cl дtltllc1t Sy,lf.M SI

r.o. в11а Z!l 4 Otlalto■I Cily, 01 1311


ТО:

;'нr:· 1:ti1f::c ,\js ;Yef iёd ?;o8д i( е ЁО' рт::SaR: : ;' J''g . I:пн оl il•lt.

DAVS WHEN IT IS NO LONGER IN EfFECT FOR дNУ ON UNDER 14 C.F.R 47.41IаН1I THROUGH 19)


11. □ Reglstr11tion fs e11nce-lled et 1h1- raH i• to Ь• 1egls1ered requo.st of 1ho ovмer.lAlso check о lrtW$ of f foroign covn1,y: 11ndlor con1pl te. Шо,сk.

Ь, t, d, t!-, or 11 АМЕ OF FORl;IGN COUNTRY

Ь. Q Ttie oirc;roft 1$ tc;tally des.troyed or a<:.rгpped

t. □ United Sl resФZ' n,hi

btJtJn IO.:;t, (>r tho O'IWn 1(

!!llien lшs с

lvnloss chtinr;ud to 1 ,    


CHANGE


F dtral Avi8tinn R1tguJ111inn c ncr of 111,

11irc-r11f1 1;;hnl,l •port ln е: in Pfl'fthllt•""•1f

nн1iling n4drt:5', А 1ev ill bi l i11·:,

withou1 r.tнн9t! Ttie m tOSO·l i .11

btt uscd to rapщt

d □ Th0ttly de0iys h vc (11

lADORl:SSI

1o s e : ;:;: /1 "lc"'1"т""v,'"'s"'т"'д"'т""e.-.-z1"'P-'"i --------



iSIGNЛTUREI IТIПEI IOATEI

This cerlilic"10 must Ьо returned to:

AIЯCRAFT REGISTRAТION 8RANCH, Р.О. еох 25504, OKLAHOMA CITY, OKLAHOMA 73I2fi·0504


NOTE: ДII (Olll!Spcndence: should ll lud tt'И 1t,9itfflltion "N" Пltmhet, m•nul'8c1!JJ4H, model.гnd serlel numbe-1 ol tn &i,er:,ft.


Рис. 8-8. Форма Аэронавигационного центра8050-1: регистрационныйсертификат ЛА.


Методы расчёта веса и центровки

На этой стадии изложении будет полезно повторить и рассмотреть подробнее некоторые базовые методы определения значений веса и центровки. Приведённые ниже методы расчётов применимы к любому объекту или транспортному средству, для которых оценка зна­ чений веса и центровки имеет существенное значение. Основная концепция чрезвычайно проста и заключа­ ется в следующем: для определения суммарного веса необходимо рассчитать вес пустого ЛА и прибавить вес всего, что будет в ЛА загружено перед полётом. Более сложная задача (особенно, если не понимать базовых принципов расчёта веса и центровки) - это распреде­


Рис. 9-2. Вес и центровка.

диапазона называются передним и задним пределами центровок. Эти пределы обычно указываются в еди­ ницах длины (сантиметрах или дюймах) как расстоя­ ние, измеренное вдоль продольной оси ЛА от исходной точки, называемой началом отсчёта. Начало отсчёта (опорная точка) - это произвольно выбранная точка, положение которой выбирается при проектировании ЛА. У различных ЛА начало отсчёта может находиться в разных местах (рис. 9-2).

Расстояние от начала отсчёта до любого компо­ нента ЛА или любого объекта, загруженного на него, называется плечом. Если объект или компонент рас­ полагается впереди начала отсчёта, плечо является положительной величиной, а если позади него - от­ рицательной. Расстояние от объекта или компонента ЛА до начала отсчёта часто называют местоположе­ нием. Умножив вес объекта или компонента на его рас­ стояние от начала отсчёта (плечо), получим момент. Момент является мерой стремления груза под воздей­ ствием силы тяготения вращаться относительно вы­ бранной оси. Он измеряется в Ньютон-метрах (Н·м),

ление веса таким образом, чтобы полная масса нагру­           

женного ЛА была уравновешена в точке (ЦТ), находя­

щейся внутри установленных пределов.

Точка, в которой ЛА уравновешен, может быть опре­ делена путём расчёта положения ЦТ, который, как было сказано выше, является воображаемой точкой, концен­ трирующей в себе весь вес ЛА. Чтобы обеспечить необ­ ходимый баланс между продольной устойчивостью и управляемостью руля высоты, ЦТ обычно распола­ гают немного впереди точки приложения подъёмной силы. Такая схема нагружения вызывает во время по­ лёта тенденцию к капотированию, что оптимально при больших углах атаки и низких скоростях.

Как упоминалось ранее, безопасная область, вну­

Начало отсчёта


Примечание. Предполагается, что начало отсчёта совпадает

с опорной точкой.


100 СМ

три которой должна располагаться точка равновесия   

(ЦТ), называется диапазоном центровок. Границы Рис. 9-3. Определениемомента.

килограммах силы-метрах (кгс•м), килограммах силы­ сантиметрах (кгс-см) или фунтодюймах (in-lb).

Для примера, поместим груз массой 50 кг на до­ ску в местоположение (в точку на расстоянии) 100 см от опорной точки. Величина момента действующей вниз силы веса может быть получена умножением 50 кг на 100 см, что даёт нам момент 5000 кгс•см (рис. 9-3).

Для достижения равновесия к другой стороне доски также нужно приложить момент суммарной величины 50 кгс·м. Любое сочетание веса и дистанции, произ­ ведение которых будет равно 50 кгс·м, сможет урав­ новесить доску. Например (см. рис. 9-4), поместим груз массой 100 кг в точку (местоположение) на рас­ стоянии 25 см от опорной точки, а другой груз, мас­ сой 50 кг, - в точку (местоположение) на расстоянии

50 см от опорной точки. Сумма моментов сил веса обоих грузов составит 5000 кгс·см. Таким образом, доска окажется уравновешенной.

потребовать снижения веса ЛА перед взлётом. К дру­ гим факторам, которые необходимо учитывать пе­ ред взлётом, относятся длина взлётно-посадочной дорожки, её покрытие и уклон, приземный ветер и на­ личие препятствий. Эти факторы также могут потре­ бовать снижение веса ЛА перед взлётом.

Некоторые ЛА сконструированы таким образом, что нарушить пределы центровок при их загрузке бывает сложно. Обычно это лёгкие ЛА с сиденьями, топлив­ ными баками и багажными отсеками, расположен­ ными поблизости от пределов центровок. Пилоты та­ ких ЛА должны помнить, что даже при соблюдении диапазона центровок перегрузка недопустима. Другие ЛА допускают загрузку, при которой положение ЦТ может выйти за границы диапазона центровок, даже если предел по полезной нагрузке не будет превышен. Поскольку перегрузка и нарушение балансировки чре­ ваты серьёзными последствиями, контроль загрузки

ЛА и обеспечение её правильности является важней­

Начало отсчёта

50 см 100см


КГС • СМ КГС • СМ


5000

кгс·см

шей обязанностью пилота.

Определение веса с полной нагрузкой и положения ЦТ

Для определения веса с полной нагрузкой и положе­ ния ЦТ ЛА могут быть использованы различные ме­ тоды. Существует расчётный метод, а также методы, использующие графики и таблицы, составленные про­ изводителем ЛА.

Расчётный метод

Ниже приведён пример использования расчёт­

Вес х плечо = момент (кг) х (см) = (кгс·см)


Рис. 9-4. Достижение равновесия.

Ограничения веса и центровки

100 х 25 = 2500

50 х 50 = 2500

Итого= 5000

ного метода с применением базовых математиче­ ских функций.

Параметры ЛА:

Максимальный взлётный вес 1550 кг

Диапазон центровок 1,90-2,20 м

Дано:

Необходимо в точности соблюдать все ограничения веса и центровки ЛА. Произведённые модификации или смена оборудования могут привести к тому, что схема загрузки и сухая масса конкретного ЛА будут от­ личаться от описанных в руководстве по лётной экс­ плуатации или инструкции пилота. Содержащиеся в этих документах варианты загрузки приводятся только в качестве примеров, поэтому вес и центровка должны определяться независимо для каждого отдель­ ного ЛА.

Хотя правила и разрешают взлёт ЛА с максимальной общей взлётной массой, взлетать с такой нагрузкой не всегда безопасно. Условия, влияющие на характери­ стики взлёта и набора высоты, такие как значительное возвышение аэродрома, высокие температура и влаж­ ность воздуха (большая высота по плотности), могут

Вес людей на передних сиденьях 155 кг

Вес людей на задних сиденьях 160 кг

Объём топлива 280 л

Вес багажа в отсеке № 1 35 кг

  1. Составьте список весов ЛА, пилота и пассажиров, то­ плива и багажа. Помните, что авиационный бензин (AVGAS), использующийся в этом примере, имеет плотность 720 кг/м3•

  2. Рассчитайте момент для каждого объекта в списке. Помните, что «момент = вес х плечо».

  3. Определите суммарный вес и суммарный момент.

  4. Чтобы найти местоположение ЦТ, разделите сум- марный момент на суммарный вес.

Примечание. Справочные величины масс, момен­ тов и плеч соответствуют пустому воздушному судну (рис. 9-5).



Сухая масса ЛА 950 1,99 1890,50

Люди на передних 155 2,16 334,80

сиденьях

Люди на задних сиденьях 160 3,07 491,20

Топливо 204 1,90 387,60

Багажный отсек № 1 35 3,81 133,35

Итого 1504 3237,45

3237,45/1504 = 2,15

Рис. 9-5. Пример расчёта веса и центровки.


Общий вес с нагрузкой 1504 кг не превышает мак­ симальный взлётный вес ЛА 1550 кг, а ЦТ с дистан­ цией 2,15 м находится в пределах диапазона центро­ вок 1,90-2,20 м. Следовательно, допустимые значения не превышены.


1. Исходная сухая масса (используются послед­ ние данные ЛА в реальной комплектации), вклю­ чая невырабатываемый остаток топлива и полный

запас масла


1467


664.

2. Расходуемое топливо (при плотности 720 кг/м3)

  • Стандартный бак (макс. 151 л)

  • Дополнительный бак (макс. 189 л)

  • Несущий бак (макс. 235 л)



109

133





Сниженный запас топлива в несущем баке (159 л)



3. Пилот и передний пассажир (местоположение

0,86-0,91 м)

155

147

4. Задние пассажиры

136

21,8

253 Багажный отсек № 1 или пассажир на детском

сиденье (местоположение 2,08-2,74 м, максималь­ ный вес 54 кг)


9


1,9

220 Багажный отсек № 2 (местоположение 2,74-

3,61 м, максимальный вес 23 кг)



7. Масса и момент

1074

1219

Рис. 9-6. Данные веса и центровки.

Графический метод

Другой метод определения веса с нагрузкой и ЦТ ЛА основан на использовании графиков, предоставлен­ ных производителем. Для упрощения калькуляций, величину момента иногда можно разделить на 100, 1000 и 10 ООО (рис. 9-6, 9-7 и 9-8).

Люди на передних сиденьях 155 кг

Люди на задних сиденьях 136 кг

Топливо 151 л

Багажный отсек № 1 9 кг


Необходимо осуществить те же шаги, что и при рас­ чётном методе, за исключением того, что моменты бу­ дут определены с помощью графиков. Для определе­ ния момента с использованием загрузочного графика проведите через требуемое значение веса горизонталь­ ную прямую до пересечения с кривой объекта/груза, для которого нужно рассчитать момент. Затем прове­ дите через точку пересечения вертикальную прямую вниз и определите момент на горизонтальной оси ко­ ординат. (Красная линия на загрузочном графике соот­ ветствует моменту пилота и переднего пассажира. Все другие моменты определяются аналогичным образом). Как только моменты всех объектов/грузов опреде­ лены, просуммируйте веса и моменты и проведите на графике диапазона ЦТ вертикальную линию, соот­ ветствующую суммарному моменту, и горизонталь­ ную - соответствующую суммарному весу. Если точка пересечения этих линий находится внутри кривой ди­ апазона, загрузка ЛА не превышает допустимые пре­ делы. В приведённом примере загрузка ЛА находится

в допустимых пределах.

Табличный метод

В табличном методе используются те же принципы, что и в расчётном и графическом методах. Все дан­ ные и величины предельных значений, содержащи­ еся в таблице, предоставляются производителем ЛА. На рис. 9-9 приведён пример таблицы значений и рас­ чёта веса и центровки, основывающийся на этой та­ блице. В данном примере суммарный вес 2799 фунтов и момент 2278/100 находится в допустимых пределах, указанных в таблице.

Расчёты при отрицательном плече

На рис. 9-10 приведён пример расчёта веса и центровки для ЛА с отрицательным плечом. Важно помнить, что произведение отрицательного и положительного чи­ сел является отрицательным числом, а отрицательная величина должна вычитаться из суммарного момента.


Разрешённая сухая масса

459,0

1,74

799,8

Масло (5,7 л)

5,0

-0,79

-3,9

Топливо (68 л)

49,0

2,13

104,5

Топливо, дополнительное (68 л)

49,0

2,13

104,5

Пилот

77,1

2,06

158,6

Пассажир

77,1

2,06

158,6

Багаж

31,8

2,67

84,7

Итого

747,9


1406,8

цт


1,88


Рис. 9-1О. Пример расчёта веса и центровки при отрицательном значении плеча.


Момент снаряжённого ЛА/1ООО (в кгс-мм)

600 700 800 900 1,000 1,100 1,200 1,300



хсо

t-

I

2400

2367

2300


- 1050 х

со

:,

:,

со

Q.

->е,- 2200 i

,:;; 2100

'--

о

с:;

:;;

"

"'

о !

О)

>,

Q.

r'-o- 2000

950


,:;;

"

о

О)

>,

I

,:;;

о

I

с:;

о

с:

()

<(

с;

ф

1


1900


1800

900


-

Q.

r'-o-

I

,:;;

о

I

ос:;

с:

()

с;

()


О)

1700

800 <(

()

ф

О)


Момент снаряжённого ЛА/1ООО (в фунтодюймах)


Рис. 9-7. График для определения загрузки ЛА.


105 11

105.2

- 750


- 700



о


400


350

34

хсо 300

t-

I


50 100

Момент груза/1000 (в кгс-мм)

150 200 250 300 350


400


-200


175


х

150

со

:,

:,

Q.

:-125 со

->е, -

со

О)

>,

Q. '--

()

ф

250


200


-100


1 ! - 75

'--

о

с:;

:;;

"'

со

О)

>,

Q.

О) 150


100


50


о


*Стандартные топливные баки

*' Дополнительные баки

***Внутреннийбак


- 50


- 25

'--

()

ф

О)


Момент груза/1000 (в фунтодюймах)


Рис. 9-8. График для определения диапазона моментов ЦТ.



Main Wing Tanks Arm 75


Occupants

Front Seat Rear Seats

Arm 85 Arm 121


Minimum Weight Moment


Maximum Moment 100


Gallons


Weight


Moment


Weight

MomeM Weight MomeM

2,400

2,410

2,420

1,848

1,856

1,863

2,057

2,065

2,074

5 30

10 60

15 90

20 120

25 150

30 180

35 210

22

45

68

90

112

135

158

120 102 120

-...:З З=О- 1 10 130

140 119 140

150 128 150

160 136 160

.:....1"'--:-:,7"'"0---:-1-;-44:--- 170

180 153 180

190 162 =190

145

157

169

182

194

206

218

230

2,430

2,440

2,450

2,460

2,470

2,480

2,490

1,871

1,879

1,887

1,894

1,092

1,911

1,921

2,083

2,091

2,100

2,108

2,117

2,125

2,134

40  240 180

L_44   264 198


а:

с,:

с,

z

иf,fi

200 170 200

242

2,500

2,510

2,520

2,530

2,540

2,550

4 2,560

2,570

2,580

2,590


2,600

2,610

2,620

1,932

1,942

1,953

1,963

1,974

1,984

1,995

2,005

2,016

2,026


2,037

2,048

2,058

2,143

2,151

2,160

2,168

2,176

2,184

2,192

2,200

2,208

2,216

2,224

2,232

2,239

1


*Oil

Weight Moment

!'!'!1'----•

Minimum Maximum Baggage or 5tl= Weight Moment Momerl Seat Occupan _ 100

2,630

2,640

2,650

2,069

2,080

2,090

2,247

2,255

2,263

Quarts

Arm 140

- 2,100

1,617

1,800

2,660

2,670

2,101

2,112

2,271

2,279

10 19 5

Weight

Momerl- 2,11О

- 2,120

- 2,130

1,625

1,632

1,640

1,808

1,817

1,825

2,680

2,690

2,123

2,133

2,287

2,295


Empty Weight -2,015

  МОМ/ 100 - 1,554


Moment Limits vs Weight

10 14 - 2,140

1 -,-::,:20:-===:;-;r.28 _ 2,150

1,--сЗ=О - 42 - 2,160

40 56 - 2,170

50 70 - 2,180

60 84 - 2,190

70 98

1,648

1,656

1,663

1,671

1,679

1,686

1,834

1,843

1,851

1,860

1,868

1,877

2,700

2,710

2,720

2,730

2,740

2,750

2,760

2,144

2,155

2,166

2,177

2,188

2,199

2,210

2,303

2,311

2,319

2,326

2,334

2,342

2,350

Moment limits аге based оп the following weight and center of gravity limit data (landing gear down).

80 112

90 126

_ 2,200

2,210

1,694

1,702

1,885

1,894

2,770

2,780

2,221

2,232

2,358

2,366

Weight Forward АFТ

Condition CG Limit CG Limit

100 140 =

2,220

2,230

1,709

1,717

1,903

1,911

2,790

.в.о_о::J

2,243

2,374

2,950 lb (takeoff ог 1aпdiпg) 2,525 lb

2,475 lb ог less

82,1


77.5

77.0

84.7


85.7

85.7

2,240

2,250

2,260

2,270

2,280

1,725

1,733

1,740

1,748

1,756

1,920

1,928

1,937

1,945

1,954


2,810

2,820

2,830

2,840

254

2,265

2,276

2,287

2,298

2,38_

2,389

2,397

2,405

2,413

Sample Loading ProЫem

Basic empty weight Fuel main tanks (44 gal)

*Front seat passengers

*Rear seat passengers Baggage


Total

Weight

2,015

264

300

190

30


2,799

Moment С

1,554

198

254

230

42


2,278/100

2,290

2,300

2,310

2,320

2,330

2,340

2,350

2,360

2,370

2,380

2,390

1,763

1,771

1,779

1,786

1,794

1,802

1,810

1,817

1,825

1,833

1,840

1,963

1,971

1,980

1,988

1,997

2,005

2,014

2,023

2,031

2,040

2,048

2,850

2,860

2,870

2,880

2,890

2,900

2,910

2,920

2,930

2,940

2,950

2,309

2,320

2,332

2,343

2,354

2,365

2,377

2,388

2,399

2,411

2,422

2,421

2,426

2,436

2,444

2,452

3,460

2,468

2,475

2,483

2,491

2,499

* lnterpdate or, as in this case, add appropriate numbers.



Рис. 9-9. Плакат плана погрузки.


\ 1 /


Расчёты с использованием массы без топлива


На рис. 9-11 приведён пример расчёта веса и центровки топлива (2000 кг). Если суммарная масса ЛА без то­ при использовании значения массы без топлива. В этом плива превышает 2000 кг, необходимо снизить вес пас­ примере суммарная масса ЛА за вычетом топлива равна сажиров или груза так, чтобы суммарная масса стала 1923 кг, что ниже максимального значения массы без ниже максимального значения массы без топлива.


Масса, кг Плечо, м Момент,

КГС·М

Исходная сухая масса

1465

CG 2,3

3368

Люди на передних сиденьях

152

2,3

344

Люди на 3-м и 4-м местах, лицом вперёд


159


3,2

508

Люди на 5-м и 6-м местах

91

4,0

362

Багаж в носовом отделении

45

0,3

12

Багаж в хвостовом отделении

11

4,6

53

Подитог - масса без топлива (макс. 2000 кг)


1923

CG 2,4

4646

Топливо

373

2,9

1070

Подитог - стояночная масса (макс. 2370 кг)

2296

CG 2,5

5715

Расход топлива при запуске двигателя, рулении и взлёте*

-11


2,9

-31

Подитог - взлётная масса

2285

CG 2,5

5682

Расход топлива в точке назначения

-204

2,9

-586

Фактическая посадочная масса (макс. 2241 кг)


2081

CG 2,5

5101

*Стандартный расход топлива при запуске двигателя, рулении и взлёте - 11 кг.

и суммарный момент известны, рассчитайте новое по­ ложение ЦТ (после перемещения груза), разделив сум­ марный момент на суммарную массу ЛА.

Для расчёта нового суммарного момента необходимо определить, насколько увеличился или уменьшился момент при перемещении веса. Предположим, что груз массой 100 кг перемещается с местоположения 30 см на местоположение 150 см. Это перемещение увеличи­ вает суммарный момент ЛА на 12000 кгс-см.

Момент в местопо­ ложении 150


Момент в местопо­ ложении 30


=100 КГ Х 150 СМ = 15000 КГС·СМ


= 100 КГ Х 30 СМ = 3000 КГС·СМ


Рис. 9-11. Примеррасчёта веса и центровкиЛА при известном справочном значении его массы без топлива.

Перемещение, увеличение и уменьшение веса

Пилот должен уметь решать любую задачу, связанную с перемещением, увеличением или уменьшением веса груза внутри ЛА. Например, пилот может произвести загрузку ЛА в пределах разрешённого взлётного веса, а затем обнаружить, что ЦТ вышел за пределы диапа­ зона центровок. Правильным решением в этом случае будет переместить багаж и/или пассажиров.

Пилот должен уметь рассчитывать минимальную дистанцию перемещения груза, достаточную для обе­ спечения безопасности полёта, и определять, обеспе­ чит ли то или иное перемещение груза возвращение ЦТ в пределы диапазона центровок.

Для этого существует стандартизованная методика расчётов.

Перемещение груза

При перемещении груза из одной точки в другую сум­ марный вес ЛА остаётся неизменным. Суммарный мо­ мент, однако, меняется в зависимости от того, в ка­ ком направлении и на какое расстояние перемещается груз. Когда груз смещается вперёд, суммарный мо­ мент уменьшается, а при смещении назад - увеличи­ вается. Изменение момента пропорционально весу пе­ ремещённого груза. Поскольку во многих ЛА имеются переднее и заднее багажные отделения, для измене­ ния положения ЦТ груз может быть перемещён из од­

Изменение момента = 15000 - 3000 = 12000 кгс-см

Прибавляя изменение момента к его исходному зна­ чению (или вычитая, если груз был смещён вперёд), получаем новый суммарный момент. Затем опреде­ ляем новое положение ЦТ, разделив новый суммарный момент на суммарную массу:


Суммарный момент =

616000 КГС·СМ + 12000 КГС·СМ = 628000 КГС·СМ


Оо= 628000ea:ru. _ 78 Sru.

8000 еа '


Таким образом, при перемещении груза ЦТ сместился в местоположение 78,5.

Расчёты упрощаются, если использовать компьютер или калькулятор и формулу пропорции. Это возможно, поскольку смещение ЦТ прямо пропорционально сме­ щению груза.


Перемещённый вес ЦТ (изменение положения ЦТ) Суммарный вес Расстояние, на которое перемещён груз

100= цт

8000 120


ЦТ=1,5см


Изменение положения ЦТ прибавляется к исходному его поло­ жению(или вычитается из него):

77 + 1,5 = 78,5см перед началом отсчёта.

Формула пропорции смещения груза может использоваться и для определения веса той части груза, которую необходимо переместить, чтобы обеспечить заданное смещения ЦТ. Ниже приведёнпримерподобной задачи.

ного отделения в другое. Если масса ЛА, положение ЦТ     


Пример


Дано:

Суммарный вес ЛА 7800 кг

Местоположение ЦТ 81,5 см

Задний предел центровок 80,5 см


Определите вес груза, который необходимо переместить из заднего багажного отсека с местоположением 150 в передний отсек с местоположением 30 для того, чтобы ЦТ оказался внутри диапазона центровок.


Решение:

Вес, который

Пример


Дано:

Суммарный вес ЛА 6100 кг

Местоположение ЦТ 80,0 см


Определите расположение ЦТ при удалении груза массой 100 кг из местоположения 150.

Решение:


Удаляемый вес лЦТ

Новый суммарный вес Расстояние междУ. грузом

и старым цт

100 кг лЦТ

необходимо переместить Суммарный вес


Вес, который необходимо переместить

7800 кг

лЦТ

Расстояние, на которое будет перемещён груз


1 см

120 см

6100 КГ - 100 КГ 150 СМ - 80 СМ


100кг =

6000 кг 70 см

ЦТ = 1,2 см вперёд

Вес, который необходимо переместить = 65 кг


Уменьшение или увеличение веса груза


В большинстве случаев, при изменении веса груза зна­ чения веса и центровки ЛА меняются. Если это прои­ зошло, необходимо определить новое положение ЦТ и проверить, не выходит ли оно за пределы диапа­ зона центровок. Подобные задачи приходится решать,


Дано:

Суммарный вес ЛА 6860 кг

Местоположение ЦТ 80,О см


Определите расположение ЦТ при добавлении груза массой 140 кг в местоположение150.Решение:

Удаляемый вес лЦТ


Вычитаем ЛЦТ из первоначального ЦТ. Новый ЦТ = 80 см - 1,2 см = 78,8 см.


когда в процессе полёта вырабатывается часть то­ плива ЛА, что уменьшает нагрузку в топливных баках. Большинство лёгких ЛА проектируются таким обра­ зом, чтобы топливные баки располагались в непосред­ ственной близости от ЦТ, поэтому вырабатывание то­ плива мало влияет на положение ЦТ.

Увеличение или уменьшение веса багажа обычно приводит к смещению ЦТ, которое необходимо рас­ считать до начала полёта. Эту задачу всегда можно ре­ шить, проведя расчёты с использованием величины суммарного момента. Обычно это бывает необходимо, если в уже загруженный и готовый к полёту ЛА допол­ нительно загружают пассажиров или груз.

В приведённых выше примерах ЛЦТ либо прибав­ ляется к первоначальному значению ЦТ, либо вычи­

Новый суммарный вес


140 кг

Расстояние междУ. грузом и старым цт

лЦТ

тается из него. Для выбора сложения или вычитания проще всего представить себе, в каком направлении смещается ЦТ при том или ином изменении веса или

6860 кг+ 140 кг 150 СМ - 80 СМ


140кг =

7000 кг 70 см

ЦТ = 1,4 см назад

Прибавляем ЛЦТ к первоначальному ЦТ. Новый ЦТ= 80см + 1,4см = 81,4см.

положения груза. Если ЦТ смещается назад, ЛЦТ при­ бавляется к первоначальному значению ЦТ, а если впе­ рёд - вычитается из него.


Лётно-техничес1<ие хара1<теристи1<и ЛА


В этой главе рассматриваются факторы, влияющие на лётно-технические характеристики ЛА. Сюда вхо­ дят вес ЛА, состояние атмосферы, условия в районе взлётно-посадочной полосы и фундаментальные физи­ ческие законы, которые описывают действующие на ЛАсилы.


Значение эксплуатационных показателей

Раздел эксплуатационной информации руководства по лётной эксплуатации/эксплуатационного справоч­ ника пилота (РЛЭ/ЭСП) содержит эксплуатационные данные ЛА, относящиеся к взлёту, набору высоты, дальности и продолжительности полёта, снижению и посадке. Использование этих данных обязательно для обеспечения безопасного и эффективного полёта. Указанные документы дают пилоту возможность до­ сконально изучить эксплуатируемый им ЛА.

Следует подчеркнуть, что содержащиеся в этих мате­ риалах данные предоставляются производителем кон­ кретного ЛА и не стандартизованы. Некоторые произ­ водители предоставляют информацию в форме таблиц, другие используют графики.

Данные лётно-технических характеристик (ЛТХ) летательного аппарата могут быть основаны на стан­ дартных атмосферных условиях, барометрической высоте или высоте по плотности. При использовании данных, указанных в ЛТХ, содержащихся в РЛЭ/ЭСП, необходимо учитывать эти особенности и вносить соответствующие поправки - в противном случае по­ лученная информация не будет иметь никакой практи­ ческой ценности.

Для того, чтобы в полной мере использовать воз­ можности и особенности ЛА, крайне важно понимать смысл и значение эксплуатационных показателей. Пилот должен быть осведомлён об условиях, в которых были получены те или иные эксплуатационные пока­ затели, а также значение терминов, используемых для изложения эксплуатационных особенностей того или иногоЛА.

Поскольку характеристики атмосферы самым суще­ ственным образом влияют на ЛТХ, в этом разделе сле­ дует вернуться к двум важнейшим факторам - давле­ нию и температуре.

Структура атмосферы

Атмосфера представляет собой воздушную оболочку, которая окружает Землю и покоится на её поверхно­ сти. Атмосфера в такой же степени является частью Земли, как океаны или суша, но, в отличие от суши и воды, воздух - это смесь газов. Он имеет массу, вес и не имеет формы.

Воздух, как и любой газ, способен течь и меняет форму при малейшем воздействии, поскольку в нём от­ сутствует сколько-нибудь существенное молекулярное сцепление. Например, газ целиком заполняет любой контейнер, в который его поместят, расширяясь или сжимаясь в соответствии с границами контейнера.

Атмосфера состоит из азота (78%), кислорода (21%) и 1% других газов, например, аргона и гелия. Основная часть содержащегося в атмосфере кислорода располо­ жена ниже высоты в 10 километров.


Атмосферное давление

Хотя существуют различные виды давления, для пи­ лота наиболее важным является атмосферное давле­ ние. Оно является одним из основных факторов в изме­ нении погоды, способствует подъёму самолёта в воздух и приводит в действие ряд важных бортовых приборов: высотомер, индикатор воздушной скорости, вариометр и манометр наддува.

Воздух очень лёгок, но всё же он обладает массой и подвержен действию гравитации. Поэтому, как любое другое вещество, он имеет вес и оказывает силовое воз­ действие на находящиеся в нём тела. Поскольку воздух является газообразной средой, эта сила действует в равной степени во всех направлениях. Её воздействие на находящиеся в воздухе тела называется давлением. В стандартных условиях на уровне моря среднее атмос­ ферное давление равно приблизительно 760 миллиме­ тров ртутного столба. Плотность воздуха существенно влияет на ЛТХ ЛА, поскольку по мере уменьшения его плотности также снижаются:

Атмосферное давление различно для разного времени и географического положения. Поэтому были введены стандартные справочные параметры. Стандартные ат­ мосферные условия на уровне моря - это температура воздуха 15 °С и давление у поверхности Земли 760 мм рт. ст. или 1013,2 мб (рис. 10-1).


:"- - ... .. 11


,:--:.: w _--.


'-''- ·""' ·· - ;- ··•·


·::_{1JR;



Стандартное

давление

на уровне моря

,-

760 мм рт.ст.


Миллиметры

р упюrо Сmндартное

давление

на уровне моря


1013 мб


,:.ry... -"."--1(:'.• ,•- ::.--.-·. ,- J\. \\!ir.J•· . lr; 1 _- tlttll •

:r; ;..

tr,

I•::-"\ ;; :_,.. ·-

w-_.

Высота, м

Давление, мм рт. ст.

Температура,

0С

о

760,00

15,0

1000

674,10

8,5

2000

596,20

2,0

3000

525,80

-4,5

4000

462,20

-11,0

5000

405,10

-17,5

6000

353,80

-24,0

7000

307,80

-30,5

8000

266,90

-37,0

9000

230,50

-43,5

10000

198,20

-50,0

11000

169,60

-56,5

12000

144,87

-56,5

13000

123,72

-56,5

14000

105,67

-56,5

15000

90,24

-56,5

16000

П,07

-56,5

17000

65,82

-56,5

18000

56,21

-56,5

19000

48,01

-56,5

20000

41,00

-56,5

Рис. 10-1. Стандартное атмосферное давление на уровне моря.


Стандартная скорость снижения температуры с высо­ той (вертикальный градиент температуры) - 6,5 °С на каждые 1000 м примерно до высоты 11 км. Выше этой точки температура считается постоянной вплоть до вы­ соты 24 км. Стандартная скорость снижения давления с высотой (вертикальный барический градиент) равна 12,5 гПа на 100 м (рис. 10-2). Международная органи­ зация гражданской авиации (ICAO) установила эти значения в качестве международного стандарта, и их часто называют международной стандартной атмос­ ферой (International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение температуры или давления, которое отлича­ ется от значения, рассчитанного на основе стандартных вертикальных градиентов, считается нестандартным значением температуры или давления соответственно. Поправки на нестандартные температуры и давления содержатся в эксплуатационных таблицах, предоставля­ емых производителем ЛА.

Поскольку лётно-технические характеристики лета­ тельного аппарата определяются и оцениваются в ус­ ловиях стандартной атмосферы, все бортовые приборы калибруются на стандартную атмосферу. Это означает,

Рис. 10-2. Параметрыстандартной атмосферы.


что если эксплуатационные условия не соответствуют стандартной атмосфере, необходимо внести соответ­ ствующие поправки как в показания приборов, так и в значения ЛТХ. Для того, чтобы правильно учитывать условия нестандартной атмосферы, следует определить соответствующие дополнительные термины.


Барометрическая высота

Барометрическая высота - это высота над стандарт­ ной плоскостью отсчёта (СПО). Авиационный высото­ мер фактически представляет собой высокочувстви­ тельный барометр, калиброванный для индикации высоты в условиях стандартной атмосферы. Если высо­ томер калиброван на 760 мм рт. ст., отображаемое им значение высоты называется высотой по давлению или барометрической высотой.

СПО представляет собой теоретический уровень, на котором вес атмосферы, измеренный барометром, ра­ вен 760 мм рт. ст. или 1013,2 мб. При изменении атмос­ ферного давления СПО может подниматься выше или опускаться ниже уровня моря. Барометрическая высота


важна в качестве базиса для определения лётно-техни­ ческих характеристик самолёта, а также для назначе­ ния эшелона полёта для самолётов, передвигающихся на высоте 5,5 км и выше.

Барометрическая высота может быть определена од­ ним из двух способов:

  1. установить барометрическую шкалу высотомера на 760 и прочесть показания высоты;

  2. применить к показаниям высоты поправочный коэффициент в соответствии с текущими установ­ ками высотомера.


Высота по плотности

В авиации применяется условная величина, называе­ мая высотой по плотности. Высота по ПЛОТНОСТИ - это высота над уровнем моря, соответствующая опреде­ лённой плотности воздуха в условиях стандартной ат­ мосферы. Иными словами, ЛА в целом ведёт себя так, как если бы он находился на высоте, соответствующей высоте по плотности, а не на действительной высоте. Поэтому можно сказать, что высота по плотности - это барометрическая высота с поправкой на нестандарт­ ную температуру.

По мере возрастания плотности воздуха (уменьше­ нии высоты по плотности), ЛТХ ЛА улучшаются, а при её падении (увеличении высоты по плотности) - соот­ ветственно, ухудшаются. Падение плотности воздуха равносильно росту высоты по плотности; повышение плотности воздуха равносильно снижению высоты по плотности. Высота по плотности применяется для рас­ чёта параметров движения летательного аппарата, по­ скольку в стандартных атмосферных условиях любой точке атмосферы соответствуют не только определён­ ная плотность воздуха, но также барометрическая вы­ сота и высота по плотности. Таким образом, высота по плотности - это вертикальное расстояние от уровня моря до точки (слоя), где в условиях стандартной ат­ мосферы плотность воздуха равна данному значению.

При расчёте высоты по плотности учитывается давле­ ние (барометрическая высота) и температура воздуха. Поскольку значения параметров движения летатель­ ного аппарата на любой высоте определяются на осно­ вании плотности воздуха в стандартных условиях, эти значения соответствуют высоте, которая может не со­ впадать с показаниями высотомера. В условиях, отли­ чающихся от стандартных, высота не может быть опре­ делена прямо на основании показаний высотомера.

Высота по плотности рассчитывается следующим образом: вначале определяется барометрическая вы­ сота, а затем вносится поправка, учитывающая не­ стандартные температурные условия. Поскольку плот­ ность воздуха прямо пропорционально атмосферному


давлению и обратно пропорциональна температуре, конкретное значение барометрической высоты может соответствовать широкому диапазону температур при изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре значений температуры воздуха и барометрической вы­ соты соответствует единственное значение плотности воздуха.

Плотность воздуха оказывает существенное влияние на характеристики летательного аппарата и его двига­ теля. Вне зависимости от действительной высоты, на которой движется летательный аппарат, он будет вести себя так, как будто находится на высоте, равной теку­ щей высоте по плотности.

Предположим для примера, что высотомер калибро­ ван на 760 мм рт. ст. и отображает барометрическую высоту 1500 м. Согласно данным РЛЭ/ЭСП, длина раз­ бега при взлёте в стандартных температурных усло­ виях равна 240 м. Однако температура на 20 °С выше стандартной, и (вследствие расширения воздуха) его плотность возрастает. Используя данные температур­ ных поправок из таблиц или графиков, либо вычислив высоту по плотности с помощью компьютера, можно обнаружить, что высота по плотности превышает 2100 м, а разбег при взлёте окажется равен 300 м.

Плотность воздуха меняется при изменениях вы­ соты, температуры и влажности. Большая высота по плотности соответствует разреженному воздуху, в то время как малая - плотному. Условия, которым соот­ ветствуют большие значения высоты по плотности - это значительная высота над уровнем моря, низкое ат­ мосферное давление, высокая температура, высокая влажность или какая-либо комбинация этих факторов. И напротив, малая высота над уровнем моря, высокое атмосферное давление, низкая температура и низкая плотность характеризуются малыми значениями вы­ соты по плотности.

Высота по плотности может быть рассчитана с по­ мощью бортового компьютера, на основании данных барометрической высоты и температуры наружного воздуха на высоте полёта. Её также можно определить, используя таблицу и график, которые приведены на рис. 10-3 и 10-4 соответственно.


Влияние атмосферного давления на плотность воздуха

Воздух представляет собой газ, поэтому он может сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается, его количество в любом заданном объёме возрастает. И наоборот, когда давление в определённом объёме воздуха снижается, он расширяется и занимает боль­ шее пространство. Таким образом, при снижении ат­ мосферного давления количество воздуха в воздушном


столбе уменьшается. Плотность воздуха снижается, если давление падает, падает и плотность. Следует по- поскольку она прямо пропорциональна давлению. Если нимать, что эти утверждения справедливы только при давление удваивается, то и плотность удваивается; постоянной температуре.


Способ определения барометрической высоты


Установка высотомера



Высотная поправка

28.0



1825

28.1



1725

28.2



1630

28.3



1535

28.4



1435

1

28.5



1340

28.6



1245

28.7



1150

28.8



1050

28.9

.-.".


955

Альтернативный способ определения барометрической высоты

11

\

\

\

\

Влияние температурывоздуха на егоплотность


При нагреве вещества его плотность снижается. И на­ оборот, при снижении температуры плотность веще­ ства растёт. Таким образом, плотность воздуха обратно пропорциональна температуре. Сказанное выше спра­ ведливо только при постоянном давлении.


29.0

\

\

\

\

\

\

\

\

\

:s: \

\

\О""'' 865 \

29.1

29.2

:s: а. с:::

770

675

Q

\

:sх":'::;

а., о

3 а.

фа.§ \

29.3

580

сQ.:C"')'

""

29.4

485


29.5

390


29.6

300

/

/


"ао. '

::;

::;29.7

ф

о'

"

:,: 29.8

а.

:,:

"::;'

>- 29.9


205

110

..

1

20

/

I

/

/

-

/

/

1

/

/ ЛJ

/

Чтобыполучить барометрическуювысоту

/


29.92

С>.

г3о.о

ф""''  30.1 1

s

:,:


о

\

/

'

'

-75

'

-165 ' 1


5,000

а., 30.2 1

-255 '

3

"а.',

:о   30.3

с:::

Q.

30.5

t;

а.,

-530

30.6

а:,

-620

30.7



-710

30.8

1 1


-805

30.9

31.0

•


-895

-965

30.4

-350

-440

":s:'

"'

ф:,: ::;

30

§

' '/

4,000 t---r----t----t---'-,11-1>---'-+ ,-/-+--+-+-i

м /

с§:5"-' /

:s:

/

/

/

/

/

оо

/

u / Уровень моря  

с -200 -10° 10° 20° ЗО0 40°

Рис. 10-3. Соотношение превышения аэродрома и давления.

• •1111

...

1111

Попутный ветер скоростью 5 м/с увеличивает поса­ дочную дистанцию примерно на 21%. Рост посадочной скорости на 10% приводит к увеличению посадочной дистанции на 20%. Гидропланирование делает тормоза неэффективными вплоть до момента, когда скорость упадёт до значений, которые можно рассчитать по фор­ муле на рис. 10-17.

Например, пилот заходит по ветру на посадку на по­ лосу №18, а КДП запрашивает возможность посадки на полосу №27. Идёт небольшой дождь, ветер восточ­ ный 5 м/с. Пилот даёт согласие, поскольку приближа­ ется к осевой линии полосы №27. Необходим крутой разворот, и пилот должен перейти к снижению (пики­ рованию), чтобы перестроиться для посадки на полосу

№27. Выровняв самолёт по полосе на высоте 15 м над уровнем земли, пилот уже потерял 200 м длины кило­ метровой ВПП. Воздушная скорость всё ещё больше необходимой посадочной примерно на 10% (должна быть 130 км/ч, а фактически равна 145 км/ч). Ветер попутный, скоростью 5 м/с (18 км/ч).

Прежде всего, превышение скорости примерно на 10%, согласно эксплуатационной таблице, приводит к 20-процентному увеличению посадочной дистанции. Составляя план полёта, пилот определил, что при ско­ рости 130 км/ч посадочная дистанция должна быть равна 500 м. Однако, теперь она возрастает на 20% и становится равной 600 м.

Итак, после уточнения посадочная дистанция равна 600 м, но на неё также влияет ветер. Как видно из гра­ фика нарuс. 10-18, ветер добавляет по 20% посадочной дистанции на каждые 16 км/ч увеличения своей ско­ рости. При расчёте увеличения дистанции нужно ис­ пользовать не первоначальное её значение, а уточнён­ ное с учётом возросшей воздушной скорости. Таким образом, посадочная дистанция увеличивается ещё на 120 м, и окончательная её длина, необходимая для по­ садки самолёта с высоты 15 м над уровнем земли, равна 720 м. Она состоит из первоначального прогноза 500 м плюс дополнительные 220 м, необходимые из-за из­ бытка скорости и попутного ветра.

Поскольку пилот уже потерял 200 м ВПП, он распола­ гает длиной пробега 800 м, в то время как необходимая ему посадочная дистанция 720 м. Запас составляет 80 м. Вроде бы, можно садиться. Но это в идеальных усло­ виях. Большинство пилотов испытывают страх, когда видят прямо перед собой конец полосы. Типичная ре­ акция в такой ситуации - торможение, причём резкое. Поскольку самолёт, в отличие от автомобиля, не осна­ щён устройством антиблокировки тормозов, их может

заклинить. Помимо этого, самолёт будет гидроплани­ ровать на влажной поверхности ВПП, пока его скорость не снизится примерно до 100 км/ч (квадратный корень из давления в шинах .j2,5x64). При гидропланирова­ нии тормоза неэффективны.

80 м, которые, как полагал пилот, остаются у него в запасе, оказались фикцией, поскольку первые 100-150 м после касания земли самолёт гидропланировал, а по­ том у него заклинило тормоза.

Эта история - подлинная. История, которая повторя­ ется из года в год с разными пилотами и небольшими ва­ риациями в силу различий в параметрах их самолётов.

В приведённом примере пилот, на самом деле, при­ нял несколько неверных решений. Неверные реше­ ния, соединяясь в единое целое, обычно приводят к худшим последствиям, чем сумма последствий каж­ дого из них в отдельности. Этот процесс называется синергией. Поэтому их исправление требует всё боль­ ших и больших усилий и, в конце концов, становится почти невозможным.

Методика принятия аэронавигационных решений будет рассмотрена подробнее в главе 17, «Принятие аэронавигационных решений».


Виды воздушных скоростей

Истинная воздушная скорость (ИВС, TAS) - скорость ЛА относительно воздушной массы, сквозь которую он движется.

Приборная воздушная скорость (IAS) - скорость ЛА согласно показаниям УВС. Она представляет собой воз­ душную скорость без приборной поправки, аэродина­ мической поправки и коррекции ошибки сжимаемости. Индикаторная воздушная скорость (CAS) - показа­ ния УВС с учётом аэродинамической поправки и кор­

рекции инструментальной погрешности.

CAS равна ИВС на уровне моря в условиях стандарт­ ной атмосферы. Цветовое кодирование шкал УВС раз­ личных ЛА может включать в себя IAS или CAS.

Эквивалентная воздушная скорость (EAS) - пока­ зания УВС с учётом аэродинамической поправки, кор­ рекции инструментальной погрешности и поправки на адиабатический сжимаемый поток на определённой высоте. EAS равна CAS на уровне моря в условиях стан­ дартной атмосферы.

V50 - индикаторная скорость сваливания при нера­ ботающем двигателе или минимальная скорость уста­ новившегося полёта управляемого ЛА в посадочной конфигурации.

V51 - индикаторная скорость сваливания при не­ работающем двигателе или минимальная скорость установившегося полёта управляемого ЛА в заданной конфигурации.

VУ - скорость, при которой достигается максималь­ ный прирост высоты полёта в единицу времени. Эта скорость называется скоростью наибольшей скоро­ подъёмности. Она несколько падает с увеличением вы­ соты полёта.

Vх - скорость, при которой достигается максималь­ ный прирост высоты полёта на единицу пройдённой горизонтальной дистанции. Это скорость называется скоростью наибольшего угла кабрирования. Она не­ сколько возрастает с увеличением высоты полёта.

VLE - максимальная безопасная скорость полёта ЛА при выпущенном шасси. Превышение этого показателя влечёт за собой проблемы с устойчивостью и управля­ емостью ЛА.

VLo - максимальная безопасная скорость, на кото­ рой возможны выпуск и уборка шасси. Превышение этого показателя приводит к чрезмерной аэродинами­ ческой нагрузке на привод шасси во время его выпуска и уборки.

VFE - наибольшая допустимая скорость полёта с выпущенными крыльевыми закрылками. Этот пока­ затель связан с аэродинамической нагрузкой на кон­ струкцию закрылков.

Vл - индикаторная расчётная скорость маневри­ рования. Это показатель, при превышении которого аэродинамическая нагрузка (связанная с порывами ветра или отклонением плоскостей управления) мо­ жет вызвать структурные повреждения ЛА. Тот факт, что ЛА эксплуатируется на скоростях, равных или меньших скорости маневрирования, сам по себе не оз­ начает, что его конструкция способна выдержать при­ менение многократных максимальных управляющих усилий в направлении одной оси или одновременное применение максимальных усилий в направлении не­ скольких осей:

VNo - максимальная скорость штатной эксплуата­ ции или максимальная расчётная крейсерская ско­ рость. При движении на этой скорости превышение коэффициента максимальной эксплуатационной пере­ грузки может привести к постоянной деформации кон­ струкции ЛА.

VNE - скорость, которую нельзя превышать ни при каких обстоятельствах. Превышение этого показателя может привести к структурному разрушению или от­ казу конструкции ЛА.


Эксплуатационные таблицы

Эксплуатационные таблицы позволяют пилоту пред­ сказывать характеристики ЛА: взлётные, набора вы­ соты, крейсерские и посадочные.Эти таблицы пре­ доставляются производителем ЛА и входят в РЛЭ/ ЭСП. Содержащаяся в эксплуатационных таблицах



1 МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОПОДЪЁМНОСТЬ 1

БАРОМ. Давление Уст .смеси,

вые. надцува фунтов/час

УСЛОВИЯ: У.М.-17 ООО 35 162

закрылки убраны 18000 34 166

шасси убрано 20000 32 144

2600 об/мин

створки капота открыты 22000 30 132

стандартная температура 24000 28 120

ПРИМЕЧАНИЯ:

  1. Прибавить 16 фунтов топлива на запуск, руление и ожидание разрешения на взлёт.

  2. Увеличить время, кол-во топлива и дистанцию на 10% на каждые 10 °С выше стандартной температуры.

  3. Дистанции указаны при нулевом ветре.


---


ВЕС, ФУНТОВ


БАРОМЕТР. ВЫСОТА,

ФУТОВ


СКОРОСТЬ

НАБ. вые.,

КИАС


СКОРОПОДЪ-

ЕМНОСТЬ, ФУТОВ/МИН

С УРОВНЯ МОРЯ


- ---

ВРЕМЯ,

мин

РАСХ.

ТОПЛИВА, ФУНТОВ

ДИСТАНЦИЯ,

МОРСКИХ

миль

4000

У.М.

4000

100

100

930

890

о

4

о

12

о

- 7

- - - - - - -

Рис. 10-19. Таблица максимальной скороподъёмности.


информация получена в результате тестовых полётов, выполненных на новом, полностью исправном ЛА в штатных эксплуатационных условиях с использова­ нием средних навыков пилотирования.

Инженеры изучают полётные данные и создают таблицы, основанные на поведении ЛА в ходе этих тестовых полётов. Используя эксплуатационные та­ блицы, пилот может определить длину ВПП, необхо­ димую для взлёта и посадки, запас топлива для полёта и полётное время, необходимое для прибытия в пункт назначения.

Важно помнить, что табличные данные могут не со­ ответствовать действительности, если ЛА находится в недостаточно хорошем рабочем состоянии или эксплу­ атируется в неблагоприятных условиях. В этом случае необходимо внести в данные ЛТХ поправки, учитыва­ ющие состояние ЛА или недостаточно высокое лётное мастерство пилота. Разные ЛА отличаются друг от друга, а значит, различаются и их ЛТХ. Параметры ЛА нужно определять перед каждым полётом, потому что одинаковых полётов не бывает.

Каждая таблица основывается на определённых условиях полёта и содержит информацию о том, как скорректировать данные в соответствии с реальными параметрами полёта. Пилот должен хорошо представ­ лять себе, как пользоваться той или иной эксплуата­ ционной таблицей. Обязательно изучите инструкции по использованию таблиц, предоставляемые произ­ водителем. В качестве пояснений по применению таблиц производители обычно включают в инструк­ цию пример использования той или иной конкретной таблицы (рис. 10-19).

Информация, предоставляемая производителями, не является стандартизованной. Иногда она представ­ лена в табличном формате, в других случаях - в виде графиков и диаграмм. Иногда график может содер­ жать несколько кривых, соответствующих различным условиям полёта. Объединённые графики позволяют пилоту прогнозировать лётно-технические характе­ ристики ЛА при различных значениях высоты по плот­ ности, веса и скорости/направления ветра. В силу значительного объёма информации, которую можно получать на основании таких графиков, необходимо быть крайне внимательным при их использовании. Небольшая неточность в начале расчётов может приве­ сти к крупной ошибке в конце.

Оставшаяся часть этого раздела посвящена эксплу­ атационной информации, общей для всех ЛА, и рас­ сказывает о том, какие данные содержат эксплуата­ ционные таблицы/диаграммы и как использовать их для получения информации методами непосредствен­ ного чтения и интерполяции. Каждая таблица или диаграмма содержит важную информацию, которая может быть использована при планировании полёта. Ниже будут приведены примеры таблиц, графиков и комплексных графиков с пояснениями.


Интерполяция

Не вся необходимая пилоту информация может быть непосредственно получена из эксплуатационных та­ блиц/диаграмм. В некоторых случаях для получе­ ния данных, соответствующим определённым усло­ виям полёта, необходима интерполяция. Смысл этого



Рис. 10-20. Интерполяция табличных данных.

понятия заключается в том, чтобы на основе известной информации рассчитать промежуточные значения тех или иных переменных величин. Пилоты иногда окру­ гляют значения, полученные из таблиц/диаграмм, в целях более консервативной оценки.

Использование параметров, отражающих менее бла­ гоприятные внешние условия, позволяет лучше учесть возможные непредвиденные ситуации и обеспечивает несколько большую безопасность. На рис. 10-20 приве­ дён пример, который иллюстрирует методику интерпо­ ляции данных, полученных из таблицы длины разбега перед взлётом.


Диаграмма высоты по плотности

Диаграмма высоты по плотности позволяет оценить параметры высоты по плотности на аэродроме вылета. На основании приведённой ниже информации опреде­ лите высоту по плотности, используя рис. 10-21.

в:


Условия: закрылки 10°, полный газ

перед отпусканием тормозов, ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ,

ровная ВВП с твердым покрытием, МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС 2400 ФУНТОВ

ветер отсутствует


Вес, фунтов

Взлетная скорость, КИАС


§-

=

-е-


"'

о·с

1о·с

2о·с

зо·с

4о·с


Отрыв


Высота 50 футов

!

g

i "'

i

вёtt;!а.

[

-е-

ф

i

о

$

с8::.

ii

е1§

8ёt !:а.

[

-е-

i

g

1

с::

§i; "'

mi

!!1

1 !а.

5s

[

-е-

11[


g

1

с::

s "'s"'s1""'

il

! g.!;.

в!

[

-е-

i

о

1

с::

1е "'

:ёt1!а.

81





с8::.


2400

51

56

S. L

795

1460

860

1570

925

1685

995

1810

1005

1945




1000

875

1605

940

1725

1015

1860

1090

2000

1170

2155




2000

960

1770

1035

1910

1115

2000

1200

2220

1290

2395




3000

1055

1960

114()

2120

1230

2295

1325

2480

1425

2685




4()00

1165

2185

1260

2365

1355

2570

1465

2790

1575

3030




5000

1285

2445

1390

2660

1500

2895

1620

3160

1745

3455




6000

1425

2755

154()

3015

1665

3300

1800

3620

1940

3990




7000

1580

314()

1710

3450

1850

3805

2000

4220

...

...




8000

1755

3615

1905

4()15

2000

4480

...

---

...

...

Чтобы

определить взлётную дистанцию для барометрической высоты

2500 футов

при 20

°С,

1_5-1230)/2,:=1173 ФУ[а . .

,.:; . ...

-

вычислите среднее арифметическое пробега


з мле в.л

_1я

с т

_20QO и~3_qo

9фут -


(!!

высотомера найдём значение 30.1 и прочитаем значе­ ние во втором столбце. Поправка равна -165. Таким об­ разом, из превышения аэродрома нужно вычесть 165 футов, что даёт нам значение 5718 футов. Далее, най­ дём на шкале температуры наружного воздуха (в ниж­ ней части диаграммы) заданное значение. Из точки на горизонтальной оси диаграммы, соответствующей 70 °F, проведём вертикальную прямую до пересечения с линией барометрической высоты 5718 футов (отсто­ ящей от линии 5000 примерно на 2/3 отрезка между нею и линией 6000). Проведём из точки пересечения горизонтальную прямую до касания с вертикальной осью диаграммы и прочтём приблизительное значение высоты по плотности. Высота по плотности приблизи­ тельно равна 7700 футов.


Таблицы взлётных параметров

Таблицы/диаграммы взлётных параметров по­

Задача№l. Превышение аэродрома

Температура наружного

воздуха (ТНВ) Показания высотомера


5883 футов


70 °F

30,10 "Hg

зволяют пилоту рассчитать длину разбега перед взлётом с убранными закрылками или с закрылками в определённой конфигурации. Пилот также может оценить величину разбега для взлёта с убранными закрылками в сценарии преодоления препятствия высотой 50 футов, а также в том же сценарии, но с вы­ пущенными закрылками.

Таблицы/диаграммы взлётных параметров предо­

Вначале определим величину поправки преобразо­ вания барометрической высоты. В столбце показаний

ставляются для различных значений веса ЛА, высоты, температуры, силы ветра и высоты препятствий.


13


12


11


10

"[ '

9

-е-

о о о

.!'!..

8

:о,с

.о

"О) '

":s":

":s:'

\О":s': 7

ос:.

s

о

t; 6

:,с

15

о

"с:'

с: 5

u

5

:;;

а:]

4


3


2


высоту препятствия на одном графике. Вначале найдём правильное значение температуры на горизонтальной шкале в левом нижнем углу.

Проведём из точки, соответствующей 22 °С, вер­ тикальную прямую вверх до пересечения с кривой высоты 2000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо до пересечения с пер­ вой граничной чертой. Правее граничной линии про­ должим проводить диагональную линию под углом, примерно равным углу наклона окружающих линий, до пересечения с координатной линией соответству­ ющего значения веса. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо до пересечения со вто­ рой граничной чертой. И снова продолжим линию под углом до пересечения с координатной линией встреч­ ного ветра 6 узлов. Далее проведём горизонтальную прямую до пересечения с третьей граничной чертой. Из этой точки проведём две линии. Первая - гори­ зонтальная прямая, показывающая длину разбега по земле. Вторая - диагональная, до пересечения с ко­ ординатной линией соответствующей высоты пре­ пятствия. В нашем случае, высота препятствия равна

50 футам. Поэтому диагональная прямая должна пересечься с правой границей диаграммы. Таким об­ разом, получаем, что длина разбега по земле равна 600 футам, а суммарная дистанция для преодоления 50-футового препятствия равна 1200 футам. Для опре­ деления взлётной скорости в точке отрыва и над 50-фу­ товым препятствием, обратимся к таблице в верх­ ней части диаграммы. В нашем случае, при весе 2600 фунтов скорость в точке отрыва будет 63 узла, а над препятствием - 68 узлов.




f

О)

""'

8

1

!Ш!18"

ig

8.,

1

"1' :i;

""'"


28.0


1824

28.1

1727

28.2

1630

28.3

1533

28.4

1436

28.5

1340

28.6

1244

28.7

1148

28.8

1053

28.9

957

29.0

863

29.1

768

29.2

673

29.3

579

29.4

485

29.5

392

29.6

298

29.7

205

29.8

112

29.9

20

29.92

о

30.0

-73

30.1

-165

30.2

-257

30.3

-348

30.4

-440

30.5

-531

-12° -7' -1'  4' .1.0° 1.6.° 2•1 ° 2•7' .3.2' 38°

111111

10· 20· за· 40° ♦ в♦о· щ в♦о· ♦·10◄0·

50· 90

Температура наружного воздуха

30.6

-622

30.7

-712

30.8

-803

У.м.

С -18


F о·


Рис. 10-21. Диаграмма высотыпо плотности.

Задача№3.


Барометрическая высота

тнв

Взлётный вес

Скорость встречного ветра


3000футов 30 °С

2400фунтов 18узлов

Задача№2. Барометрическая высота

тнв

Взлётный вес

Скорость встречного ветра Высота препятствия


2000футов

22 °С

2600фунтов бузлов 50футов

Обратимся к таблице на рис. 10-23. Это пример та­ блицы длины разбега для аэродромов с коротким по­ лем. Вначале найдём в таблице раздел, соответству­ ющий заданному взлётному весу. Теперь начинаем считывать информацию по горизонтали слева направо. Скорость отрыва приведена во втором столбце. В тре­ тьем столбце выберем строку, соответствующую баро­ метрической высоте 3000 футов. Аккуратно двигаемся по этой строке направо, пока не дойдём до столбца,

Воспользуемся диаграммой на рис. 10-22. Эта диа­ грамма представляет собой пример комбинирован­ ного графика длины разбега. Она отображает баро­ метрическую высоту, температуру, вес, силу ветра и

соответствующего температуре 30 °С. Суммарная длина разбега по земле равна 1325 футов, а для пре­ одоления 50-футового препятствия понадобится дис­ танция длиной 2480 футов. Теперь необходимо учесть



Вес, Взлетная скорость Условия

фунтов в точке отрыва на высоте 50 футов Полный газ, 2600 об/мин

узлов

66

миль/час

76

узлов

72


83

Обеднённая для

соотв. давления топлива

64

74

70

81

Убраны

63 72 68 Шасси Убрано лосле

66 начала набора высоты

6,000


5,000


4,000


3,000


2,000


1,000


с .40· -за· -20· -1о· о· 1о· 20· за· 40· 50·

о· ♦ •

Температура наружного воздуха


2,800 2,600 2,400 2,200 О 10 20 30 О

Вес (в фунтах) Составляющая ветра


Высота


-40" -20·

♦ ♦ ♦ ♦

20· 40· 50· во· 1оо· 120 •

(в узлах)

препяn;твия (в футах)


Рис. 10-22. График длины разбега.

влияние встречного ветра скоростью 18 узлов. В соот­ ветствии с примечанием 2, уменьшаем дистанцию на 10% для каждых 9 узлов встречного ветра. Поскольку скорость ветра 18 узлов, дистанцию нужно уменьшить на 20%. Вычисляем 20% от 1325 футов (1325 х 0,20 =

265) и вычитаем результат из длины разбега по земле (1325 - 265 = 1060). Те же операции производим для вычисления скорректированной дистанции для пре­ одоления препятствия. Итак, длина разбега по земле

составит 1060 футов, а суммарная дистанция для пре­


требуемой высоты, и дистанции на местности, которая будет пройдена в процессе набора высоты. Для того, чтобы воспользоваться диаграммой, необходима ин­ формация об аэродроме вылета и крейсерской высоте. Используя рис. 10-24 и исходные данные, рассчитайте расход топлива, время и дистанцию набора высоты.

Задача№4. Барометрическая высота

одоления 50-футового препятствия -1984 фута.


Таблицы набора высоты и крейсерского режима

Данные таблицы набора высоты и крейсерского ре­ жима основываются на результатах тестовых полётов на ЛА того же типа. Эта информация чрезвычайно по­

аэродрома вылета ТНВ аэродрома вылета

Барометрическая высота крейсерского режима Температура наружного воздуха крейсерского режима

6000футов

25°С


10000футов 10 °С

лезна при планировании маршрутного полёта, для прогнозирования лётных характеристик и расхода топлива. Производители предоставляют несколько та­ блиц/диаграмм для расчёта характеристик набора вы­ соты и крейсерского режима. Эти таблицы включают в себя все значимые параметры - от расхода топлива, времени и дистанции набора высоты до рекомендуе­ мых режимов работы двигателя и дальности полёта в крейсерском режиме.

Первая таблица, к которой следует обратиться при прогнозировании характеристик набора высоты - это диаграмма расхода топлива, времени и дистанции набора высоты. Она позволяет получить информа­ цию о количестве топлива, использованном при на­ боре высоты, времени, необходимого на достижении

Вначале определим параметры аэродрома вылета. Найдём значение ТНВ аэродрома вылета на горизон­ тальной шкале в нижней части левой диаграммы. Проведём из точки 25 °С вертикальную прямую вверх до пересечения с кривой, соответствующей бароме­ трической высоте 6000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную прямую вправо так, чтобы она пересекла все три кривые: топлива, времени и дис­ танции. Проведём вертикальные прямые вниз из точек пересечения линий высоты и топлива, высоты и вре­ мени, высоты и дистанции. Пересечение этих прямых с горизонтальной осью координат даст нам следующие значения: 3,5 галлона топлива, 6,5 минут времени и 9 морских миль дистанции. Теперь повторим вышепе­ речисленные операции для определения крейсерской


Уёnовия: закрылки 10°, полный rаз перед

отПусканиемтормозов, ровная ВПП

с тв"ёрдым покрытием1 ветер отсутствует

с, -- -




ВЗЛЁТНАЯ ДИСТАНЦИЯ МАКСИМАЛЬНЫЙ ВЕС 2400 ФУНТОВ

- КОРОТКАЯ ВПП


-



-


--


-

-,-,

'


Вес, фунтов

Взлетная скорость, КИАС

§

15 m

t!

1\

о·с

10·с

2о·с

зо·с

4о·с










Отрыв


Высота 50

футов

1

"'m

§ [

:;;-е-

8.

с:

ш _ i

;\ii:::ioi:;

'с5,, &o:: i.n 8.

i:::

о

g

"ф

"' m

§

:;;-е-

8.

с:

s

i.

g

g [

'5 & i:::

о

1

"' m

§ [

:;;-е-

'8°.

с:

g

(t

c::ii:::6

'?5§ &о:: 1.[')

i:::

о

1

"' m

§ [

:;;-е-

8.

с:

s ш .!

;сi::о

JtL() §-

о

g

i m

§ [

{

с:

i .!

et-;55it

J ц;§:

о

2400

51

56

S. L

795

1460

860

1570

925

1685

995

1810

1065

1945




1000

875

1605

940

1725

1015

1860

1090

2000

1170

2155




2000

960

1ПО

1035

1910

1115

2060

1200

2220

1290

2395




3000

1055

1960

1140

2120

1230

2295

1325

2480

1425

2685




4000

1165

2185

1260

2365

1355

2570

1465

2790

1575

3030




5000

1285

2445

1390

2660

1500

2895

1620

3160

1745

3455




6000

1425

2755

1540

3015

1665

3300

1800

3620

1940

3990




7000

1580

3140

1710

3450

1850

3805

2000

4220

---

---




8000

1755

3615

1905

4015

2060

4480

---

---

---

---















2200

49

54

S. L

650

1195

700

1280

750

1375

805

1470

865

1575




1000

710

1310

765

1405

765

1510

885

1615

950

1735




2000

780

1440

840

1545

840

1680

975

1785

1045

1915




3000

655

1585

925

1705

925

1835

1070

1975

1150

2130




4000

945

1750

1020

1890

1020

2040

1180

2200

1270

2375




5000

1040

1945

1125

2105

1125

2275

1305

2465

1405

2665




6000

1150

2170

1240

2355

1240

2555

1445

2П5

1555

3020

---





7000

1270

2440

1375

2655

1375

2890

1605

3155

1730

3450




8000

1410

2760

1525

3015

1525

3305

1785

3630

1925

4005















2000

46

51

S. L.

525

970

565

1035

605

1110

650

1185

695

1265




1000

570

1060

615

1135

665

1215

710

1295

765

1385




2000

625

1160

675

1240

725

1330

780

1425

840

1525




3000

690

1270

740

1365

800

1465

860

1570

920

1685




4000

755

1400

815

1500

880

1615

945

1735

1015

1865




5000

830

1545

900

1660

970

1790

2145

1925

1120

2070




6000

920

1710

990

1845

1070

1990

2405

2145

1235

2315




7000

1015

1900

1095

2055

1180

2225

2715

2405

1370

2605




8000

1125

2125

1215

2305

1310

2500

1410

2715

1520

2950

Примечания: 1. Перед взлётомс ВПП с превышением аэродрома более 3000 футов обеднитьсмесь для получения максимальных оборотов на полном газе при стояночномпрогоне.

2. Уменьшитьдистанциюна 10%на каждые 9 узловвстречного ветра. Припопутном ветре выше 10 узловувеличитьдистанциюна 10% на каждые 2 узла. З. Привзлёте с ВППс травяным покрытием увеличитьдистанцию на 15% от значения пробега по земле.

-


Рис. 10-23.Длина разбега на аэродроме с коротким полем.

высоты. Получаем 6,5 галлона топлива, 11,5 минут вре­ мени, и 15 морских миль дистанции. Сопоставим полу­ ченные пары значений топлива, времени и дистанции и вычтем одно число пары из другой, например: 6,5 - 3,5 = 3 галлона топлива. Таким образом, для того, чтобы на­ брать высоту 10 тыс. футов, потребуется 3 галлона то­ плива и 5 минут времени. В ходе этого набора высоты будет пройдена дистанция на местности 6 морских миль. Помните: в соответствии с примечанием в


верхней части диаграммы, эти значения не учитывают ветер и предполагают использование максимальной продолжительной мощности двигателя.

В следующем примере рассматривается таблица то­ плива, времени и дистанции набора высоты. Будем применять тот же базовый подход, что и в предыдущем примере. Однако, при использовании таблицы вычис­ ления проводятся несколько иначе. Для решения за­ дачи обратимся к рис. 10-25.


Максимальная продолжительнаяскорость* Полный полётный вес 3600 фунтов Закрылки убраны

90 КИАС

P:t:;::!!:::::!:1::::!:::: П:!::::+ ?i:.;=::;;;ar r-r-r;,r-гm--тt-+-1Т-ТгrTTmmтrmnr:---'121100001мин.давл надцуэа.36(3-лоnаспюйвинт)

2575 об/мин, давл.надцув3а6 (2-лопастной винт}


-40· -зо· -20° -10· о· 10· 20· зо· 40·с

Температура наружного воздуха

о 10 20 30 40 50  

Топливо, время и дистанция набора высоты


1


,;,

('::::

i"-

Условия: Закрылки

убраны,

Шасси-

: _,,,_- - -- ;. - .. "f+/'J!;_*·{r<}

- ; ,_ / " "'-' ;_:...(<,.,: •-.:,

·--, •. , ШТАТНЫЙ Н А ОРВЫ О! - :?,С

'-, - ', ~_ - _ -- . : ;:; J::Щ:.:.;,.{t

0

..,_,_ ,, .---1\ё": _ , '-,_, : ,:.;.' - - ,. J

убрано, 2500 об

мин,

Давление

зо•

Hg 110 КИАС, Расход топлива 120.

фунтов/час, Створки к потаотк

Te

iepa

тypa стандар

тн: '-- ,,.,,.,-::,


Вес, фунтов


i-

."s.' .>.-.

.. -в--

:1, ..

о>- ""'оu LO

е-

о =

:I!

g

сg_ -.е.-.

(,)


С уровняморя


Отрыв


Расход топлива, фунтов


Дистанция, морск. миль

4000

S. L.

605

о

о

о


4000

570

7

14

13


8000

530

14

28

27


12000

485

22

44

43


16000

430

31

62

63


20000

365

41

82

87







3700

Уровень моря

700

о

о

о


4000

685

6

12

11


8000

625

12

24

23


12000

580

19

37

37


16000

525

26

52

53


20000

460

34

68

72








Уровень моря

810

о

о

о


4000

П5

5

10

9

3400

8000

735

10

21

20


12000

690

16

32

31


16000

635

22

44

45


20000

565

29

57

61

Примечания 1. Добавить 16 фунтовтоплива на запуск двигателя, руление и ожидание разрешения на взлёт. 2. Увеличить время, расход топливаи дистанцию на 10%на каждые 7"С превышения над стандартнойтемпературой. 3. Дистанцииуказаныдля нулевой скоростиветра.

Рис. 10-24. Диаграмма «топливо-время -дистанция набора высоты».

- /

Задача№S. Барометрическая высота

аэродрома вылета ТНВ аэродрома вылета

Крейсерская барометрическая высота

Взлётный вес

уровень моря

22 °С


8000футов 3400фунтов


Для начала найдём в первом столбце таблицы за­ данный вес 3400 фунтов. Перейдём правее, в столбец барометрической высоты, и найдём значение высоты уровня моря (S.L., sea level). В строке уровня моря зна­ чения всех ячеек (кроме скороподъёмности) нулевые. Далее, читаем значения ячеек строки, соответствую­ щей крейсерской высоте 8000 футов. Обычно, пилот вычитает значения, находящиеся в одном и том же столбце, одно из другого. Но, поскольку в нашем случае на уровне моря все значения равны нулю, получаем, что время, необходимое для набора высоты с уровня моря до 8000 футов, равно 10 минутам. Также полу­ чаем, что на это будет израсходован 21 фунт топлива, а пройдённая дистанция на местности составит 20 мор­ ских миль. Однако, температура равна 22 °С, что на 7°

выше стандартной температуры 15 °с. В разделе при­

мечаний таблицы указано, что полученные значения должны быть увеличены на 10% на каждые 7 °С пре­ вышения над стандартной температурой. Умножаем полученные значения на 10% или 0,1 (10 х 0,1 = 1;

1 + 10 = 11 мин). С учётом дополнительных 10%, окон­

чательные результаты будут следующими: 11 минут,


Рис. 10-25. Таблица «топливо-время-дистанция-скороподъёмность».


g }::;-":· :;;:jд;;:_ ; :1:; ; . ;

;;i_{[i;


">-'

8

а,


s %

iо

,о.

,о.

:о:.

"'-


{

s,".

,cа.,.S


!

""

38 галл. (без резерва)


48 галл. (без резерва)

1""r7"o

с:


!

оU "А

% s

а@:,

.§1:


о""r-"o

g'

с:


!

U А

о1% s"

2500

2700

86

134

9.7

3.9

525

4.9

660


2600

79

129

8.6

4.4

570

5.6

720


2500

72

123

7.8

4.9

600

6.2

760


2400

65

117

7.2

5.3

620

6.7

780


2300

58

111

6.7

5.7

630

7.2

795


2200

52

103

6.3

6.1

625

7.7

790










5000

2700

82

134

9.0

4.2

565

5.3

710


2600

75

128

8.1

2.7

600

5.9

760


2500

68

122

7.4

5.1

625

6.4

790


2400

61

116

6.9

5.5

635

6.9

805


2300

55

108

6.5

5.9

635

7.4

805


2200

49

100

6.0

6.3

630

7.9

795










7500

2700

78

133

8.4

4.5

600

5.7

755


2600

71

127

7.7

4.9

625

6.2

790


2500

64

121

7.1

5.3

645

6.7

810


2400

58

113

6.7

5.7

645

7.2

820


2300

52

105

6.2

6.1

640

7.7

810










10000

2650

70

129

7.6

5.0

640

6.3

810


2600

67

125

7.3

5.2

650

6.5

820


2500

61

118

6.9

5.5

655

7.0

830


2400

55

110

6.4

5.9

650

7.5

825


2300

49

100

6.0

6.3

635

в.о

800

Примечание:максимальная крейсерская мощность составляет 75%от ном11нальной.

23,1 фунта топлива и 22 морские мили. Заметьте, что расход топлива в данном случае измеряется в фунтах, а не галлонах. Галлон авиационного топлива весит 6

фунтов, так что 23,1 фунта соответствуют 3,85 галло­ нам топлива (23,1 -с- 6 = 3,85).

Следующий пример - таблица параметров крейсер­ ского режима и дальности. Эта таблица позволяет по­ лучить значения ИВС, продолжительности полёта в ча­ сах и дальности в милях для конкретной конфигурации крейсерского режима. Используя рис. 10-26, определим параметры крейсерского режима и дальности при за­ данных условиях.


Задача№6.


Барометрическая высота Частота вращения двигателя Запас топлива

5000футов 2400 об/мин

38 галлонов


Находим значение барометрической высоты 5000 фу­ тов в первом столбце таблицы. Далее, во второй колонке находим скорректированное значение частоты враще­ ния двигателя 2400 об/мин. Двигаясь по соответствую­ щей строке, определяем, что ИВС равно 116 миль/час, а скорость сгорания топлива 6,9 галлонов/час. В данном примере ЛА имеет запас топлива 38 галлонов. Значения в этом столбце: продолжительность полёта 5,5 часов, дальность - 635 миль.

Таблицы параметров крейсерского режима работы двигателя полезны при планировании маршрутных по­ лётов. Таблица позволяет получить правильные уста­ новки мощности крейсерского режима, а также расход топлива и скоростные параметры при заданной высоте и воздушной скорости.


Задача№7.

Рис. 10-26. Таблица дальности и крейсерских параметров.


Барометрическая высота крейсерского режима

тнв


6000футов на 36 °F

выше стандартной

Другой способ получения информации о параме­ трах крейсерского режима - диаграмма «мощность­ рабочая смесь-дальность». Эта диаграмма позволяет получить значения наибольшей дальности при за­ данных параметрах мощности и высоте. Используя

Для решения этой задачи воспользуемся рис. 10-27. Сначала в левом столбце таблицы находим значение барометрической высоты 6000 футов. Двигаясь по этой строчке слева направо, доходим до блока столбцов, соответствующих температуре ISA + 20 °С (+ 36 °F). При барометрической высоте 6000 футов частота вра­ щения двигателя 2450 об/мин позволит сохранить продолжительную мощность 65% от номинала при давлении 21,0 "Hg. При этом расход топлива соста­ вит 11,5 галлонов/час, а воздушная скорость будет равна 161 узлу.

рис. 10-28, определим дальность при мощности 65% от номинальной (с резервом топлива и без него) в задан­ ных условиях.

Вначале найдём на вертикальной оси графика точку, соответствующую барометрической высоте 5000 футов и стандартной температуре. Проведём из этой точки го­ ризонтальную прямую до пересечения с линиями 65%­ ной мощности с резервом топлива и без него. Из точек пересечения проведём вертикальные прямые вниз до горизонтальной оси диаграммы. На 65%-ной мощно­ сти (с резервом) дальность составит приблизительно



""

оа.

L"O'

мед-20· с (-36" F)

Стандартный день (Мед)

МСА +20' С (+36° F)


тнв


"

ао.

g

о


>

i"

g


Расход топлива


иве


тнв


s

::',

g:s.

о


">'

i"

g


Расход топлива


иве


тнв


s

::',

:s.

о

'о"'


"'

%

g

t":'t


Расход

топлива


иве


'F


·с


об/ мин


"HG

.

."Q.

-&


{

§

е


а!!


1

"


'F


·с


об/ мин


"HG

.

."Q.

-&


-a,;J_

е



aJ

1


'F


·с


об/ мин


"HG

'1":j

".;

t

-&

!е


"


-:;,-

"

У. м.

27

.3

2450

20.7

6.6

11.5

147

169

63

17

2450

21.2

6.6

11.5

150

173

99

37

2450

21.8

6.6

11.5

153

176

2000

19

.7

2450

20.4

6.6

11.5

149

171

55

13

2450

21.0

6.6

11.5

153

176

91

33

2450

21.5

6.6

11.5

156

180

4000

12

-11

2450

20.1

6.6

11.5

152

175

48


2450

20.7

6.6

11.5

156

180

84

29

2450

21.3

6.6

11.5

159

183

6000


-15

2450

19.8

6.6

11.5

155

178

41


2450

20.4

6.6

11.5

158

182

79

26

2450

21.0

6.6

11.5

161

185

8000

·2

·19

2450

19.5

6.6

11.5

157

181

36


2450

20.2

6.6

11.5

161

185

72

22

2450

20.8

6.6

11.5

164

189

10000

·8

-22

2450

19.2

6.6

11.5

160

184

28

·2

2450

19.9

6.6

11.5

163

188

64

18

2450

20.3

6.5

11.4

166

191

12000

-15

-26

2450

18.8

6.4

11.3

162

186

21

-6

2450

18.8

6.1

10.9

163

188

57

14

2450

18.8

5.9

10.6

163

188

14000

-22

-30

2450

17.4

5.8

10.5

159

183

14

-10

2450

17.4

5.6

10.1

160

184

50

10

2450

17.4

5.4

9.8

160

184

16000

-29

.34

2450

16.1

5.3

9.7

156

180

7

-14

2450

16.1

5.1

9.4

156

180

43


2450

16.1

4.9

9.1

155

178


Рис. 10-27. Параметрыкрейсерской мощности.


522 мили. На такой же мощности (но без резерва) даль­ ность будет равна 581 миле.

Последняя из рассматриваемых крейсерских диа­

грамм - диаграмма крейсерских параметров. Эта диа­ грамма позволяет получить значения иве на основе

высоты, температуры и мощности двигателя. Используя рис. 10-29, определим иве на основе за­

данной информации.


Задача№9.

тнв

Барометрическая высота

Мощность двигателя


Колёсные зализы


16 °С


6000футов

65%,

оптимальная мощность

не установлены


450 500 550 600 500 550 600 650

I

Дальность (в морских милях)

g

Е (включая дистанции набора высоты и снижения)

Условия

Смесь

Обеднённая согласно разделу 4

Вес

2300 фунтов

Крылья

нет

Топливо

48 галлонов доступно

Шасси

Зализы установлены

Крейс. режим

Средний

§ 1

Вначале найдём на горизонтальной оси левой части диаграммы точку, соответствующую заданной ТНВ. Проведём из неё вертикальную прямую до пересече­ ния с линией барометрической высоты 6000 футов. Из точки пересечения проведём горизонтальную пря­

мую до пересечения с линией «мощность 65%». Это

i!I "

5'

[1

i

8. 1


Примечания

Прибавить 0,6 морских ,тльна КЭ)IЩЫЙ градус Цельсия превышения над стандартной

сплошная линия (пунктирная линия соответствует наибольшей экономичности). Из точки пересечения проведём вертикальную прямую вниз до пересечения

темперзтур:)Й. Вычесть 1морскую милю на каждый гр3дУС Цельсия ниже сrандарпюй темпераrуры.


Рис. 10-28. Диаграмма «мощность-рабочая смесь-дальность».





3600 фунтов (оолн.rюлёт.)


Смесь обеднена j]I) ПИКОВОЙ T·pbl

выхп. газов ню·

Минимальный СМесь обедненаJJР пикооой т-ры

раа<ад выхп.газов.макс. JJPП. т-ра выхп.газов 1650'

Шосси Запизы усmновлены

-----,-,..,..,-,.. ,......,,...,..,_ ,...-,-н,--.;.,-н +'-+-'-Ч-,-+-,-,.н


-40° -30' -20' -1О' 0° 10° 20° 30° 40°

Темперюура наружного воздуха ('С)


Рис. 10-29. Диаграмма крейсерских параметров.

100 120 140 160 180 200

Исmнная воздушная скоростъ (в узлах)


с горизонтальной осью диаграммы. ИВС при 65%-ной оптимальной мощности будет равна 140 узлов. Однако, необходимо вычесть из этого значения 8 узлов, по­ скольку на ЛА отсутствуют колёсные зализы. Об этом сказано в примечаниях к диаграмме.

Окончательное значение ИВС - 132 узла.


Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра

Перед сертификацией каждый ЛА проходит проце­ дуру тестирования в соответствии с требованиями Федерального управления гражданской авиации США (FAA). ЛА тестируется пилотом со средними лётными навыками при перпендикулярном боковом ветре ско­ ростью до 0,2 V50 (20% скорости сваливания ЛА), с вы­ ключенным двигателем и выпущенными шасси и за­ крылками. Это означает, что если скорость сваливания ЛА 80 км/ч, он должен быть в состоянии совершить по­ садку при перпендикулярном боковом ветре скоростью 16 км/ч. Величина максимально допустимой боковой составляющей ветра приведена в РЛЭ/ЭСП. Диаграмма боковой и встречной составляющих ветра позволяют определить значения этих параметров для ветра с за­ данными направлением и скоростью.

направление ветра 140°. Получаем угловую разность (или угол ветра) 30°. Теперь находим на диаграмме линию, соответствующую угловой разности 30° и от­ мечаем на ней точку, соответствующую скорости 25 узлов. Из этой точки проводим вертикальную и гори­ зонтальную прямые до пересечения с горизонтальной и вертикальной осями диаграммы соответственно. Получаем, что встречная составляющая ветра имеет величину 22 узла, а боковая - 13 узлов. Эта информа­ ция крайне важна при взлёте и посадке по следующим причинам. Прежде всего, она позволяет выбрать подхо­ дящую ВПП (если на аэродроме их несколько); помимо этого, благодаря её можно предотвратить выход за пре­ делы эксплуатационных ограничений ЛА.


50 -r-ffi l;t!::,·

"'


; 40-r,--t-t-.la;:!:tl


а;

:,:

as 30 ;-.,._,/;;;!;;l'::t/-'-+f·H'W' '-:-r"-.


Задача№lО.


впп

Ветер


17

140°, 25 узлов


Для решения задачи обратимся к рис. 10-30. Вначале определим угол между ВПП и направлением ветра. Известно, что «ВПП 17» означает, что она располо­ жена под углом 170°. Вычитаем из этого значения

2'0 30 70

Боковая составляющая


Рис. 10-30. Диаграмма боковой составляющей ветра.


ПОСАДОЧНАЯ ДИСТАНЦИЯ

Условия: Закрылки выпущены на 40 , двигатель-выключен, ВПП с твёрдым покрытием, ветер отсутствует.


Задача№ll.


<S ,,.

,s ""='',":"s.:

=:,; "'

ш S....:

о" = ,".,"_,:':

: "''-'

",s -& "о" ...

=:,; о. "'

о "'

о (",)" g

,"::


1600 60


На уровне

моря, 59 'F


-

ф а

"" "'

о §-

"

=о ё

ф

со. ;

445 1075

На высоте

2500 футов,

59 "F

-

ф g" s

о 8-

1" §-

с "8' °'

470 1135

На высоте 5000 футов, 41"F


ф g" s

фо "

g §"

§-

=о. ё

ф

с .

о

"'°'

495 1195

На высоте

7500 футов,

32 "F

-

ф "g s

" о "

" 1

о

=о. "'>;-'

ф

о Е' >-

с


520 1255

Примечания: 1. Уменьшить полученную дистанцию на 10% для каждых 4 узлов встречного ветра. 2. Увеличитьполученную д11станцию на 10% для каждых 60. F превышения температуры над стандартной. 3. При посадке на сухую ВПП с травяным покрытием увеличить дистанцию (как пробега по земле, таки общую для преодоления 50•футовоrо препятствия) на 20% значения общей дистанции для преодоления50-футовоrопрепятствия.

Барометрическая высота

тнв


1250футов стандартная



Рис. 10-31. Таблицапосадочнойдистанции.


Посадочные таблицы


На посадочные характеристики ЛА оказывают влияние примерно те же факторы, что и на взлётные. При их определении необходимо сделать поправку на высоту по плотности, вес ЛА и силу встречного ветра. Как и в таблицах взлётных параметров, данные посадочной дистанции приводятся как для посадки в нормальных условиях, так и посадки с преодолением 50-футового препятствия. Как и в предыдущих примерах, перед

Для решения задачи воспользуемся таблицей на рис. 10-31. В настоящем примере используется та­ блица посадочных дистанций. Обратите внимание на то, что высота 1250 футов в приведенной таблице от­ сутствует. В таком случае для точного определения по­ садочной дистанции нам будет необходимо провести интерполяцию. Барометрическая высота 1250 футов находится посередине между высотами уровня моря и 2500 футов. Вначале находим столбцы уровня моря и высоты 2500 футов. Суммируем значения дистан­ ций для уровня моря (1075 футов) и высоты 2500 фу­ тов (1135 футов). Разделив полученную сумму на два (вычислив среднее арифметическое двух величин), получаем дистанцию для высоты 1250 футов. Полная посадочная дистанция с преодолением 50-футового препятствия равна 1105 футам. Для определения не­ обходимой дистанции пробега по земле повторим этот процесс ещё раз. Дистанция пробега по земле равна 457,5 фута.


Задача№12.

использованием таблицы необходимо внимательно ознакомиться с заданными условиями. При расчёте по­ садочной дистанции нельзя забывать, что посадочный вес всегда отличается от взлётного. Необходимо пере­ считать значение веса ЛА с учётом веса топлива, израс­ ходованного во время полёта.

тнв

Барометрическая высота Посадочный вес Встречный ветер

Высота препятствия


57°F

4000футов 2400фунтов 6узлов 50футов


3,500


Вес

Снижендля обеспечения

посадочной прямой 900 футов

Зак ылки

Убраны

Шасси


3,000


Убрано Твёрдоепокрытие,

овная сухая поверхность


.,

с -40' -за· -20· -10· о· 10· 20· за· 40· 50" 2,800 2,600 2,400 2,200 о 10 20 30 о 50

Температуранаружного воздуха Вес (в фунтах) Составляющая ветра Высота

F -40' -20' о· 20· 40' 60" во· 100· 120 •

Рис. 10-32. Диаграммапосадочной дистанции.


2,500


2,000


1,500


500

Используя заданные значения и рис. 10-32, опреде­ лим посадочную дистанцию ЛА. Эта диаграмма пред­ ставляет собой пример объединённой диаграммы по­ садочной дистанции. Она позволяет учесть поправки на температуру, вес, встречный и попутный ветер, а также препятствия различной высоты. Начнём с того, что найдём на горизонтальной шкале в левой нижней


Задача№13.


Режим работы двигателя Закрылки

Шасси Крен


выключен выпущены выпущено 45°

части диаграммы заданное значение ТНВ. Проведём из этой точки вертикальную прямую вверх до пере­ сечения с линией заданной барометрической высоты 4000 футов. Из точки пересечения проведём горизон­ тальную прямую вправо до пересечения с первой гра­ ничной линией. Продолжим прямую по диагонали под углом, соответствующим углу наклона приведённых на диаграмме линий, пока не достигнем заданного значения посадочного веса. Из этой точки (соответ­ ствующей значению 2400 фунтов на горизонтальной оси диаграммы) продолжим прямую горизонтально до пересечения со второй граничной линией. Ещё раз проведём диагональную прямую до заданного значе­ ния силы ветра, а затем горизонтальную прямую - до пересечения с третьей граничной линией.

Из этой точки проведём прямые в двух направле­ ниях: одну горизонтально - для определения дис­ танции пробега по земле, другую по диагонали - для скорректированной дистанции преодоления препят­ ствия. Получаем следующие значения: общая дистан­ ция пробега по земле - 900 футов, общая дистанция преодоления 50-футового препятствия - 1300 футов.


Таблицы скорости сваливания


Таблицы скорости сваливания предназначены для определения скорости, на которой ЛА в заданной кон­ фигурации войдёт в режим сваливания на крыло. Эти таблицы обычно учитывают угол крена и положение шасси, закрылков и дроссельной заслонки. Используя заданные значения и рис. 10-33, определим скорость сваливания ЛА.

Вначале определим область таблицы, которая соот­ ветствует заданной конфигурации закрылков и шасси. Поскольку закрылки и шасси выпущены, необходимо использовать нижнюю половину таблицы. Теперь вы­ бираем строку, соответствующую режиму с выключен­ ным двигателем. Далее, находим столбец, соответству­ ющий заданному углу крена 45°. Скорость сваливания равна 78 миль/час или 68 узлов.

Таблицы/диаграммы лётно-технических характери­ стик обеспечивают пилота очень ценной информацией. Используя все возможности эксплуатационных таблиц, пилот может прогнозировать лётные параметры ЛА в широком диапазоне условий, что даёт возможность более точного планирования полёта. Кодекс федераль­ ных нормативных документов США (CFR) определяет, что перед полётом пилот должен быть ознакомлен со всей доступной полётной информацией. Наличие у пи­ лота всей доступной эксплуатационной информации существенно повышает безопасность полёта.


Характеристики самолётов транспортной категории

Самолёты транспортной категории сертифицируются согласно разделу 14 Кодекса федеральных норматив­ ных документов (14 CFR), части 25 и 29. Стандарты сертификации лётной годности частей 25 и 29 требуют для таких самолётов проверки лётно-технических ха­ рактеристик и гарантии соблюдения установленных границ безопасности, вне зависимости от конкрет­ ных эксплуатационных норм, согласно которым они используются.



Двигатель


Двигатель


Вкл.


Выкл.


Вкл.


Выкл.

88

миль/час

узлов

62

54

67

58


74

64

миль/час

75

81


89

узлов

65

70


п




Шасси и закрылки убраны


миль/час

узлов

54

47

58

50


64

56

миль/час

66

71


78


узлов

57

62


68

76

106

92


76

66

93

81

Рис. 10-33. Таблица скорости сваливания.

Основные различия требований к ЛТХ самолётов транспортной и нетранспортной категорий:

1,05 раза выше, чем Vмс· При отказе двигателя эта скорость должна обеспечивать ускорение до зна­ чения V (см.ниже) при высоте 35 футов (10,7 м) в конце ВПП.

2


Ускорениесо всемидвигателями  Уско ние с одним двигателем


Ускорение со всемидвигателями Дистанцияостановки


115%,наявзлётна1J


1

"

Взлётнаядистанциясо всемиnвигателямиnovгла 35· _.

1 •

15%запас

Длинавзлёrnогополясо всеми двигателями


Рис. 10-34. Минимально необходимая дистанция разбега.


Полный полётныйвес приотпускании тормозов

Температура

Барометрическаявысота1 футов


Попутный ветер, узлов


"F

·с


Уровень моря (V,)


1000(V,)


2000 (V,)


3000 (V,)


4000 (V,)


5000 (V,)


6000 (V,)


19 612

v, = 126

v, = 134

30

-1,1

47(121)

48(121)

50 (120)

53(121)

57(122)

62 (123)

70(123)


50

10

48(121)

51 (121)

55(121)

60 (122)

63 (123)

69 (124)

77(125)

70

21

53(122)

56(122)

60(123)

65(124)

70(125)

77(125)

85(126)

90

32

58(123)

62 (124)

68(124)

73(125)

78(126)

85 (127)

95(129)

30

-1.1

43(121)

43(121)

45(120)

48 (121)

52(122)

56 (123)

64 (123)


20

50

10

43(121)

46(121)

50(122)

55(122)

57(123)

63(124)

70 (125)

70

21

48(122)

51 (122)

55(123)

59(124)

63(125)

70(125)

77(126)

90

32

53(123)

57 (124)

62 (124)

66 (125)

71 (126)

77(127)

85(129)


19000

V,= 124

v,= 131

30

-1.1

45(118)

45 (118)

47(117)

50(118)

54 (119)

59 (120)

66 (120)


50

10

46 (118)

48 (118)

51 (118)

56(119)

59(120)

65 (121)

73(121)

70

21

50 (118)

53 (119)

57 (120)

66(121)

66(121)

72 (122)

80 (123)

90

32

55 (120)

59 (121)

64{121)

73(122)

73(123)

80(124)

90 (124)

30

-1.1

40(118)

41 (118)

43(117)

45(118)

49 (119)

54(120)

60(120)


20

50

10

42 (118)

44(118)

46(118)

51 (119)

54(120)

59(121)

66(121)

70

21

45(118)

48 (119)

52(120)

56(121)

60(121)

65(122)

72 (123)

90

32

50(120)

54(121)

58(121)

63(122)

66(123)

73(124)

81 (124)


18 ООО

V,= 119

v,= 121

30

-1.1

40(114)

41(114)

42(113)

45(113)

49 (114)

53(115)

60(115)


50

10

41 (115)

43(114)

46 (114)

50(115)

53(115)

59 (116)

66(117)

70

21

45(114)

48 (115)

51 (115)

56 (116)

59(116)

65(116)

72 (117)

90

32

50(115)

53(116)

58 (116)

62 (117)

66(118)

73 (118)

80(119)

30

-1.1

36(114)

37(114)

38 (113)

41 (113)

45(114)

48(115)

54(115)


20

50

10

37(115)

39(114)

42 (114)

46(115)

48(115)

54 (116)

60 (117)

70

21

41 (114)

44(115)

46 (115)

51 (116)

56 (116)

59 (116)

65(117)

90

32

46(115)

48(116)

53(116)

56 (117)

60(118)

66(118)

73(119)


17 ООО

v,= 115

v, = 124

30

-1.1

36 (108)

37(108)

38(107)

40(108)

44(109)

48 (110)

53(111)


50

10

37(110)

39(108)

41 (109)

45(110)

48(110)

53(111)

59(112)

70

21

40(108)

43 (110)

46(111)

50(111)

53(112)

58(111)

65 (113)

90

32

45(111)

46(112)

52 (112)

56 (113)

59(114)

65(114)

72 (114)

30

-1.1

32(108)

33(108)

34(107)

36 (108)

40 (109)

44(110)

48 (111)


20

50

10

34 (110)

35(108)

37(109)

41 (110)

44(110)

48 (111)

54 (112)

70

21

36 (108)

39(110)

42 (111)

45(111)

48(112)

53(111)

59 (113)

90

32

41 (111)

44(112)

47(112)

51 (113)

54 (114)

59(114)

65(114)


16000

v,= 111

V2= 120

30

-1.1

32(104)

33 (103)

34{103)

36(103)

39 (105)

43(106)

48(106)


50

10

34(105)

35(103)

37 (104)

41 (105)

43(106)

47(107)

53(107)

70

21

36 (104)

38 (105)

41 (105)

45(106)

48(107)

52 (107)

58 (108)

90

32

41 (106)

43(107)

46 (107)

50(108)

53(108)

58(109)

64(110)

30

-1.1

29(104)

30(103)

31 (103)

32 (103)

35 (105)

39(106)

44(106)


20

50

10

31 (105)

32(103)

33(104)

37(105)

39 (106)

43(107)

48(107)

70

21

32 (104)

34(105)

37(105)

41 (106)

44(107)

47 (107)

53(108)

90

32

37(106)

39 (107)

42 (107)

45(108)

48(108)

53 (109)

58(110)


15 ООО

v, = 106

V,= 116

30

-1.1

28 (98)

30 (98)

30 (98)

32 (98)

35 (99)

38 (101)

42(101)


50

10

30(100)

31 (98)

33 (99)

36 (100)

38(101)

42(102)

46(102)

70

21

32 (99)

34(100)

37(101)

40(102)

42 (102)

46 (102)

51 (103)

90

32

36(101)

38(102)

41 (102)

44(103)

47(104)

51 (104)

56(105)

30

-1.1

25 (98)

27 (98)

27 (98)

29 (98)

32 (99)

34 (101)

38(101)


20

50

10

27(100)

29 (98)

30 (99)

32(100)

34 (101)

38 (102)

42 (102)

70

21

29 (99)

31 (100)

33(101)

36(102)

38(102)

42 (102)

46 (103)

90

32

32(101)

34(102)

37(102)

40 (103)

43(104)

46(104)

51(105)

Примечания: в желтых ячейках указаны параметры, не соответствующие требованиям наборавысотывторого участка. Взлётные ограничения см. в РЛЭ.


Рис. 10-35. Стандартныетребованияк разбегупередвзлётом.

Длина разбега, необходимого для взлёта, определя­ ется возможностью отказа двигателя в наиболее кри­ тической точке, а именно, при скорости V1 (скорости

принятия решения). Согласно нормативным докумен­

там, взлётный вес ЛА должен быть таким, чтобы наи­ большая из трёх перечисленных ниже дистанций не выходила за пределы эксплуатационных ограничений

оставшемся(ихся) двигателе(ях). Суммарная длина разбега включает в себя дистанцию, необходимую для набора высоты до 35 футов (10,7 м) вплоть до момента достижения скорости V •

2

1

  1. Дистанция разбега-остановки (дистанция пре­ рванного взлёта) - дистанция, необходимая для совершения следующей последовательности

    аэродрома вылета:

    событий: а) ЛА ускоряется до V

    с двигателями

    1

    1. Дистанция разбега-взлёта -дистанция, необходи­ мая для совершения следующей последовательно­ сти событий: а) ЛА ускоряется до V с двигателями во взлётном режиме, 6) в этот момент происхо­ дит отказ двигателя, в) ЛА продолжает взлёт на

во взлётном режиме, 6) в этот момент происхо­ дит отказ двигателя, в) ЛА прекращает взлёт и останавливается, работая исключительно тор­ мозами (использование реверсивной тяги не предусмотрено).



1-ый участок - набор высоты 2-ой участок - наборвысоты 3-ой участок - разгон 4·ЫЙ участок -

набор высоты


Шасси Двигатель

Возд. скорость


Закрылки


Мощность


Выпущено Все работают


Уборка Убрано


Один не работает


Переменная  V   Переменная VFSили

1,25V .

Выпущены  Убраны


Взлётная  мл.


МЛ. - максимальная продолжительная

V1 - скорость при отказе критическогодвигателя

V2 - безопасная взлётная скорость


отрываетсяот земли

V5 - индикаторная скорость сваливания

или минимальная скорость установившегося

полёта, при которойЛА сохраняет управляемость


Двухмоторный

* Трёхмоторный

Четырёхмоторный Крыльевые закрылки

Шасси Двигатели Мощность Возд. скорость

>О

3.0%

5.0%

Взлётная конф. Выпущено

1 нераб.

Взлётная конф.

2.4%

2.7%

3.0%

Взлётная конф.

Убрано

1 нераб.

Взлётная конф.

v,

>О

>О

>О

Взлётная конф.

Убрано

1 нераб.

Взлётная конф.

V2-•1.25V,(Min)

1.2%

1.5%

1.7%

Взлётная конф.

Убрано 1 нераб. М.П.

1.25 V5(Min)

* Необходим абсолютный минимум градиента траектории.


Рис. 10-36. Взлёт с одним неработающим двигателем.


3. Дистанция взлёта - дистанция, необходимая для того, чтобы ЛА со всеми работающими двигате­ лями достиг высоты 35 футов. Она должна быть как минимум на 15% меньше, чем дистанция, не­ обходимая для взлёта с одним неработающим дви­ гателем. Эта дистанция обычно не является огра­ ничивающим фактором, поскольку она меньше, чем дистанция взлёта с одним неработающим двигателем.

Все три описанные дистанции показаны на рис. 10-34.


Сбалансированная длина лётного поля

В большинстве эксплуатационных таблиц для опре­ деления необходимой дистанции разбега содержатся данные «сбалансированной длины лётного поля». Это означает, что указанное в них значение длины вклю­ чает в себя дистанции как разбега-взлёта, так и разбега­ остановки. Один из эффективных способов представле­ ния взлётных данных показан в таблице на рис. 10-35.

Таблица на рис. 10-35 содержит данные дистанции разбега в нормальных условиях и используется для получения справочной информации о стандартном взлёте. Также в ней содержатся значение скоростей для различных весов и условий.

Для получения информации об условиях, отличаю­ щихся от нормальных (таких, как отказ противообледе­ нительной системы двигателя или противоскользящих тормозов, предельная температура или значительный уклон ВПП), следует обратиться к соответствующим эксплуатационным таблицам в разделе лётно-техниче­ ских характеристик РЛЭ/ЭСП.


Бывают и другие условия (очень высокие нагрузки и температуры), когда требования к разбегу опреде­ ляются максимальной тормозной кинетической энер­ гией, влияющей на способность ЛА остановиться. В таких условиях дистанция разбега-остановки может быть больше, чем дистанция разбега-взлёта. Для того, чтобы вернуть параметры взлёта к значениям, соответ­ ствующим параметрам поля сбалансированной длины, необходимо ограничить скорость V1 так, чтобы она не превышала максимальную скорость тормозной энер­ гии (иногда её обозначают VвЕ). Это также приводит к снижению допустимого взлётного веса.


Требования набора высоты

После того, какЛАдостигнет высоты 35 футов (10,7 м) с одним неработающим двигателем, пилот должен иметь возможность продолжить набор высоты с определён­ ным градиентом. Это называется требованием взлёт­ ной траектории. Эксплуатационные параметры ЛА в этой фазе полёта должны основываться на наборе вы­ соты с одним неработающим двигателем до высоты 1500 футов (457 м) над землёй. Профиль взлётной тра­ ектории с необходимым градиентом набора высоты для различных участков показан на рис. 10-36.

ПРИМЕЧАНИЕ. Градиент набора высоты можно определить как прирост высоты по вертикали, кота- рый соответствует определённой горизонтальной дистанции, пройдённой ЛА. Например, значение гра­ диента 2,4% означает, что 24 м высоты достигается на каждые 1000 м дистанции, пройдённой горизонтально (параллельно земле).


Рис. 10-37. Пролёт надпрепятствиямиво время взлёта.


Ниже приведены краткие определения участков дистанции набора высоты с одним неработающим двигателем, которые помогут понять смысл таблицы на рис. 10-36.


Первый участок


Этот участок входит в таблицы необходимого разбега перед взлётом и измеряется от точки отрыва ЛА от земли до точки, в которой он достигает высоты в 35 футов в конце требуемой дистанции разбега. В начале скорость ЛА составляет V10, а на высоте 35 футов - V2•


Второй участок

Второй участок - это зона набора высоты от 35 футов до 400 футов (122 м) над землёй. Это наиболее критиче­ ский участок профиля. Набор высоты осуществляется в режиме полной полётной мощности работающего(их)

двигателя(ей) на скорости V2 с закрылками во взлётной конфигурации. На этом участке требуемый градиент

высоты составляет: для двухмоторных самолётов - 2,4%; для трёхмоторных - 2,7% и для четырёхмотор­ ных-3,0%.


Третий участок (участок разгона)


2

На этом участке самолёт должен сохранять высоту 400 футов над землёй, увеличивая при этом скорость от V до VFs (после чего набор высоты продолжится). В начале участка разгона закрылки убираются, а двигатель ра­ ботает во взлётном режиме в течение максимально воз­ можного времени (но не более 5 минут).


Четвёртый участок (конечный)


Этот участок ограничен высотами от 400 до 1500 футов (457 м) над уровнем земли, с двигателем, работающим в режиме максимальной продолжительной мощности. Необходимый градиент на этом участке равен: для двухмоторных самолётов - 1,2%; для трёхмоторных - 1,55% и для четырёхмоторных - 1,7%.


Ограничения набора высоты на втором участке


Из всех участков дистанции набора высоты второй (от 35 до 400 футов) имеет наиболее жёсткие (или труд­ новыполнимые) требования. Перед каждым полётом пилот должен определить, какие требования будут предъявляться ко второму участку. Чтобы обеспечить выполнение этих требований в условиях увеличения высоты по плотности, возможно, придётся ограничить взлётный вес ЛА.

Следует понимать, что, независимо от фактической длины ВПП, взлётный вес должен быть таким, чтобы это позволяло выполнить требования второго участка дистанции набора высоты. Недостаточно, чтобы ЛА мог просто оторваться от земли с одним неработаю­ щим двигателем, - нужно, чтобы затем он мог набрать высоту и преодолеть препятствия. Хотя набор высоты на втором участке обычно не создаёт трудностей при взлёте с аэродромов малого превышения, на высотных аэродромах и при высоких температурах необходимо перед определением дистанции разбега свериться с таблицами параметров второго участка, чтобы опреде­ лить значение максимального взлётного веса для этих условий.


Требования авиакомпаний к высоте пролёта над препятствиями

Нормативные документы требуют, чтобы взлётный вес больших транспортных газотурбинных самолётов, сертифицированных после 30 сентября 1958 года, обе­ спечивал такую чистую взлётную траекторию (с од­ ним неработающим двигателем), которая позволяла бы преодолеть препятствия либо высотой не менее 35 футов (10,7 м), либо длиной не менее 200 футов (61 м) (в пределах границ аэродрома) или не менее 300 футов (91,4 м) (за пределами этих границ). Предполагается, что взлётная траектория начинается на высоте 35 фу­ тов над поверхностью ВПП в конце дистанции разбега и заканчивается либо когда высота ЛА составит 1500 футов над поверхностью ВПП, либо когда переход из взлётного режима в крейсерский будет окончательно завершён. Чистая взлётная траектория - это фактиче­ ская траектория взлёта, уменьшенная с обеих сторон на 0,8% (для двухмоторных самолётов), 0,9% (для трёх­ моторных самолётов) или на 1,0% (для четырёхмотор­ ных самолётов).

Таким образом, пилоты авиакомпаний отвечают не

только за то, чтобы длина разбега была достаточной для взлёта с одним неработающим двигателем (сбалан­ сированная длина лётного поля), и обеспечение требу­ емого градиента высоты. Они также должны предусмо­ треть возможность безопасного пролёта над любыми препятствиями, которые могут находиться на взлёт­ ной траектории. Чистая взлётная траектория и высота пролёта над препятствиями показаны на рис. 10-37.

Обычный метод расчёта параметров чистой взлётной траектории заключается в сложении всех дистанций на местности, необходимых для завершения каждого участка траектории набора высоты. При этом можно использовать таблицы параметров преодоления пре­ пятствий, содержащиеся в РЛЭ. Хотя в обычных аэро­ портах требования высоты пролёта над препятствиями

редко являются ограничивающими параметрами, в критических условиях (высокий взлётный вес, боль­ шая высота по плотности) они могут стать важным фактором. Например, при градиенте высоты 2,4% (2,4 фута высоты на каждые 100 футов горизонтальной дис­ танции) для набора высоты 1500 футов (457 м) будет необходимо преодолеть горизонтальную дистанцию в 10,4 морские мили (19,3 км).


Краткая сводка взлётных требований


Для определения допустимого взлётного веса ЛА транс­ портной категории (при взлёте с любого аэродрома) не­ обходимо учесть следующие параметры:


Нижняя кромка облачности

В авиации нижней кромкой облачности называют рас­ стояние от земной поверхности до нижнего слоя об­ лаков при значительной или сплошной облачности, а также вертикальную видимость при неблагопри­ ятных условиях, например, при тумане или дымке. Облачность считается значительной, если от 5/8 до 7/8 неба покрыто облаками. Сплошная облачность


означает, что облаками покрыто всё небо. Актуальная информация о нижней кромке облачности поступает в регулярных авиационных сводках погоды (METAR) или от автоматических метеостанций различных типов.


Видимость


Видимость непосредственно связана с интенсивно­ стью облачности и её нижней кромкой. Видимостью называют наибольшую горизонтальную дистанцию, на которой объекты достаточной величины могут быть видны невооружённым глазом. Актуальная ин­ формация о видимости также содержится в сводках METAR и других синоптических документах, а также предоставляется автоматическими метеостанциями. Пилоты получают информацию о видимости на осно­ вании метеопрогноза во время предполётного погод­ ного инструктажа.


Осадки


Под осадками понимаются частицы воды в любом агре­ гатном состоянии, падающие на землю из атмосферы. Осадки оказывают существенное влияние на безопас­ ность полётов. В зависимости от типа, осадки могут снижать видимость, вызывать обледенение ЛА, влиять на его взлётные и посадочные характеристики.

Причиной возникновения осадков является увели­ чение частиц воды или льда до размеров, при которых атмосфера уже не может их удержать. При падении на поверхность Земли осадки принимают различную форму, включая морось, дождь, ледяной дождь, град, снег илёд.

Моросью называют дождь, состоящий из очень мел­ ких капель воды - менее 0,5 мм в диаметре. Морось обычно возникает вместе с туманом или низкими сло­ истыми облаками. Обычный дождь состоит из более крупных капель воды, чем морось. Дождь, который испаряется, не достигая поверхности Земли, называ­ ется вирга. Переохлаждённый дождь и переохлаждён­ ная морось возникают, когда температура земли ниже точки замерзания, и дождь превращается в лёд в мо­ мент контакта с поверхностью.

Если дождь сопровождается температурной инвер­ сией, он может замёрзнуть при прохождении через нижележащие холодные слои воздуха. В этом случае он падает на землю в форме ледяной крупы. Ледяная крупа свидетельствует о температурной инверсии и о том, что на высоте идёт переохлаждённый дождь. Град представляет собой замёрзшие капли воды, ко­ торые поднимаются и опускаются вместе с воздуш­ ными потоками внутри облаков, набирая на себя влагу и постепенно увеличиваясь в размерах. Как только


восходящие потоки больше не могут удержать замёрз­ шую воду, она падает на землю в форме града. Градины могут быть размером с горошину, а иногда достигают десяти и более сантиметров в диаметре - больше, чем теннисный мяч.

Снег - это влага в форме кристаллов льда, которые падают на землю равномерно или с переменной ин­ тенсивностью (например, при сильных снегопадах). Частицы снега могут различаться по размерам - от очень маленьких крупинок (зёрен) и до больших хло­ пьев. Снежные зёрна по размерам соответствуют ка­ плям мороси.

Вне зависимости от типа осадков, они представляют угрозу для безопасности полётов. Осадки часто сопро­ вождаются низкой кромкой облачности и снижением видимости. ЛА, поверхность которых покрыта льдом, снегом или инеем, перед полётом должны быть тща­ тельно очищены, иначе это может быть чревато разру­ шением набегающего воздушного потока и падением подъёмной силы. Дождь может привести к попаданию воды в топливные баки. Осадки способны вызывать опасные ситуации на ВПП, затрудняя взлёт или по­ садку или даже делая их невозможными.


Воздушные массы

Воздушные массы классифицируют по регионам, в ко­ торых они образуются. Это большие объёмы воздуха, свойства которых определяются характеристиками окружающей её среды или области формирования. Область формирования - это территория, над кото­ рой воздух остаётся относительно малоподвижным (застойным) в течение нескольких дней или дольше. В течение периода застоя воздушная масса приобре­ тает температурные и влажностные характеристики области её формирования. Зоны застоя атмосферы на­ ходятся в полярных регионах, в тропических районах океана и над пустынями. Воздушные массы обычно подразделяют на полярные и тропические (на основа­ нии температурных характеристик) и морские и кон­ тинентальные (на основе содержания влаги).

Континентальная полярная воздушная масса форми­ руется над полярным регионом и приносит с собой хо­ лодный и сухой воздух. Морские тропические воздуш­ ные массы формируются над тёплыми тропическими водами (например, в Карибском море) и приносят тёплый и влажный воздух. Когда воздушная масса по­ кидает область формирования и проходит над поверх­ ностью земли или воды, она приобретает свойства на­ ходящейся под ней территории, и это меняет природу воздушной массы (рис. 11-24).

Воздушная масса, проходящая над более тёплой по­ верхностью, нагревается в своих нижних слоях, и это



Типы воздушных масс обозначаются стандартными аббревиатурами: арктические (А), континентальные полярные (сР), морские полярные (mP), континентальные тропические (сТ) и морские тропические (mT).

сР


ст


Рис. 11-24. Области формирования воздушных масс в Северной Америке.


создаёт конвективные потоки, несущие воздух вверх. Так возникает нестабильная воздушная масса с хорошей видимостью в приземном слое. Влажный возмущённый воздух вызывает образование кучевых облаков, ливни и турбулентности атмосферы.



Светосигнальное оборудование аэропорта

Большинство аэропортов оснащены световым оборудо­ ванием для обеспечения лётной деятельности в ночное время. Тип и параметры осветительных систем опреде­ ляются интенсивностью и сложностью операций кон­ кретного аэропорта. Светосигнальное оборудование аэропортов стандартизовано, так что для обозначения ВПП и рулёжных дорожек разных аэропортов использу­ ются огни одних и тех же цветов.


Для получения подробной информации посетите веб-сайт Службы по безопасной эксплуатации ВПП Федерального управления гражданской авиации США по адресу http://www.faa.gov/runwaysafety/ или страницу Ассоциации владельцев и пилотов ЛА, по­ свящённую анализу ситуаций несанкционированного выезда на ВПП, по адресу http://www.aopa.org/asf/ accident_ data/incursions.html. Дополнительная инфор­ мация также содержится в консультативном бюллетене FAA АС 91-73, часть 91, «Действия пилота и экипажа во время выполнения руления», и часть 135, «Действия пи­ лота одноместного ЛА во время выполнения руления».

ПФiФit•

Воздушное пространство



Воздушное пространство делится на две категории: ре­ гулируемое и нерегулируемое. Эти категории, в свою очередь, подразделяются на четыре типа: контролиру­ емое, неконтролируемое, специального использования и другое. На рис. 14-1 представлены в разрезе профили различных классов воздушного пространства. Помимо этого, в главе 15, «Навигация», приведены фрагменты аэронавигационных карт, которые также иллюстрируют классификацию воздушного пространства.


Контролируемое воздушное пространство

Контролируемое воздушное пространство - собира­ тельное понятие, включающее в себя различные классы воздушного пространства и области фиксированных размеров, в пределах которых обеспечивается диспет­ черское обслуживание службы УВД (в соответствии с классом пространства). Контролируемое воздушное пространство подразделяется на следующие классы:

После событий 11 сентября 2001 года временные полётные ограничения стали вводиться более часто. За это время было зафиксировано несколько случаев вторжения ЛА в зоны TFR, которые влекли за собой специальные расследования в отношении пилотов, а иногда приводили к отзыву или приостановлению дей­ ствия лётного сертификата. Пилот несёт полную от­ ветственность за осведомлённость о наличии зон TFR вдоль предполагаемого маршрута своего следования. Информацию о зонах временных полётных ограни­ чений можно получить на веб-сайте FAA по адресу www.tfr.faa.gov.


Зоны прыжков с парашютом с ЛА


Перечень зон прыжков с парашютом с ЛА содержится в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Часто используемые зоны прыжков с парашютом ука­ зываются на аэронавигационных картах.


Официальные маршруты полётов по ПВП


Официальные маршруты полётов по ПВП предназна­ чаются для движения вокруг, под или сквозь сложные участки воздушного пространства. При описание этих маршрутов используются такие термины, как «VFR flyway» («пролётный путь по ПВП») , «VFR corridor» («воздушный коридор по ПВП»), «Class В airspace VFR transition route» («маршрут перехода в воздуш­ ное пространство класса В по ПВП») и «terminal area VFR route» («маршрут следования в зоне аэропорта по ПВП»). Официальные маршруты полётов по ПВП обычно наносятся на карты движения в зонах аэро­ портов по ПВП.


Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA)


Зоны TRSA представляют собой области, в которых пилоты могут получить дополнительное радиолокаци­ онное обслуживание. Целью этого обслуживания явля­ ется обеспечение эшелонирования между ЛА, осущест­ вляющими полёты по ППП и ПВП.


Воздушное пространство над главным(и) аэропор­ том(ами) в пределах зоны TRSA становится простран­ ством класса D. Оставшаяся часть зоны TRSA вклю­ чает в себя остальное контролируемое воздушное пространство (которое обычно, начиная с высоты 700 или 1200 футов, является пространством класса Е) и служит в качестве переходной области между марш­ рутной зоной и зоной аэропорта. Границы зон TRSA обозначаются на аэронавигационных картах для по­ лётов по ПВП и картах зон аэропортов сплошной чёр­ ной линией с указанием высот для каждого сегмента. Область пространства класса D обозначается синей пунктирной линией. Пользование обслуживанием аэродромных РЛС является добровольным; однако пи­ лотам, выполняющим полёт по ПВП, рекомендуется связаться с центром радиолокационного управления заходом на посадку и воспользоваться преимуще­ ствами обслуживания TRSA.


Зоны интересов национальной безопасности (NSA)

Зона NSA представляет собой область воздушного пространства определённых вертикальных и гори­ зонтальных размеров, расположенную в районах с по­ вышенными требованиями к безопасности наземных объектов. Полёты в зонах NSA могут быть временно запрещены в соответствии с положениями главы 14 Кодекса федеральных нормативных документов (14 CFR), часть 99. Информация о запрете полётов распро­ страняется через НОТАМы. Пилоты обязаны в добро­ вольном порядке избегать входа в эти зоны.


Служба управлениs воздушным движением и Национальнаs система УВД

Главная функция системы УВД - предотвращение столкновений между ЛА и обеспечение эффектив­ ного и безопасного воздушного движения. Помимо выполнения своих основных функций, система УВД имеет возможность предоставлять пилотам (в опре­ делённых пределах) дополнительное обслуживание. Возможности по предоставлению дополнительного обслуживания ограничиваются рядом факторов, на­ пример, интенсивностью воздушного движения, за­ груженностью эфира, параметрами используемой РЛС, рабочей нагрузкой на диспетчера, необходимостью вы­ полнения высокоприоритетных задач или чисто физи­ ческой неспособностью отслеживать и контролировать все возникающие ситуации. Следует быть готовым к тому, что наличие каких-либо из перечисленных факторов (или их сочетания) может привести к не­ возможности предоставления службой УВД дополни­ тельных услуг.

Тем не менее, в той степени, в которой это не препят­ ствует выполнению более приоритетных задач, диспет­ черы служб УВД могут и должны предоставлять пило­ там дополнительное обслуживание. Предоставление дополнительного обслуживания является не предме­ том доброй воли диспетчера, а его обязанностью (в том случае, если условия это позволяют). Обслуживание УВД предоставляется в соответствии с установлен­ ными процедурами и минимумами (в этом порядке), за исключением следующих случаев:

  1. отклонение от процедур/минимумов вызвано необходимостью выполнения официальных до­ кументов ИКАО, национальных правил полётов или специальных соглашений, по которым США предоставляет обслуживание УВД вне территории страны, или

  2. отклонение от процедур/минимумов предписано официальным договором, директивой FAA либо официальным документом Министерства обо­ роны, или

  3. отклонение от процедур/минимумов необхо­ димо для обслуживания ЛА в условиях экстрен­ ной ситуации.


Координирование использования воздушного пространства


Перед тем, как разрешить ЛА покинуть зону своей от­ ветственности и войти в зону ответственности другого диспетчерского пункта, служба УВД обязана обеспе­ чить координирование своих действий с действиями соседней службы.

Перед тем, как отдать пилоту ЛА, находящегося в зоне ответственности другого диспетчера, указание (напрямую или через иной источник) касательно из­ менения направления, маршрута, скорости или вы­ соты полёта, служба УВД должна обеспечить коорди­ нирование своих действий с каждым из диспетчеров, перечисленных ниже (за исключением случаев, когда иное предписывается официальным договором или внутренним нормативным актом):

  1. диспетчер, в зоне ответственности которого нахо­ дится ЛА, получающий указание;

  2. диспетчер, которому передаётся контроль;

  3. все диспетчеры, через зоны ответственности кото­ рых будет проходить ЛА.

Если служба УВД отдаёт указание не через другого диспетчера, а иным способом (например, через сеть корпорации «Авиационное радио» (ARINC), автома­ тическую или неавтоматическую станцию службы обеспечения полётов (AFSS/FSS), другого пилота), она обязана обеспечить координирование своих дей­ ствий с каждым из диспетчеров, перечисленных выше

(за исключением случаев, когда иное предписывается официальным договором или внутренним норматив­ ным актом).


Деятельность в воздушном пространстве различных типов

Пилот должен быть хорошо осведомлён об эксплуата­ ционных требованиях для каждого из типов воздуш­ ного пространства. Ниже подробно рассматриваются такие параметры воздушного пространства различных классов, как погодные условия, необходимые сертифи­ кационные документы и оборудование.


Эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП

Пилот не имеет права эксплуатировать ЛА по общим ПВП, когда дальность видимости или дистанция от облачного слоя меньше, чем предписывается для со­ ответствующей высоты полёта и класса воздушного пространства (рис. 14-9). За исключением случаев, опи­ санных в 14 CFR, раздел 91.157, «Эксплуатационные метеоминимумы особых ПВП», пилотам запрещается эксплуатировать ЛА по ПВП под нижней кромкой об­ лачности в пределах границ контролируемого воздуш­ ного пространства, определённого для территории аэ­ ропорта, когда нижняя кромка облачности находится ниже 1000 футов (305 м). Для получения дополнитель­ ных сведений обратитесь к 14 CFR, раздел 91.155(с).


Правила эксплуатации и требования к пилоту и бортовому оборудованию


Обеспечение безопасности полёта является перво­ очередной задачей любого пилота. Пилоты должны с максимальной ответственностью относиться ко всем своим обязанностям, связанным с управлением ЛА как на земле, так и во время полёта. Система воздуш­ ного движения, организованная в соответствии с пра­ вилами FAA и контролируемая ею, позволяет достичь высокой эффективности и безопасности полётов в воз­ душном пространстве. Система воздушного движения США признана наиболее безопасной в мире.

Все воздушные суда, эксплуатируемые в воздушном пространстве США под контролем Национальной си­ стемы УВД (NAS), подлежат сертификации и техниче­ скому обслуживанию согласно положениям Кодекса федеральных нормативных документов (CFR); выпол­ няющие полёты пилоты обязаны проходить сертифи­ кационное обучение и квалификационные тесты. Не меньшую важность имеют надлежащее предполётное планирование, владение навыками принятия аэрона­ вигационных решений (ПАР) и управления рисками.

ПАР представляет собой системный подход к оценке рисков и управлению стрессом во время полёта, по­ зволяет при принятии решений учитывать психологи­ ческие установки пилота и изменять эти установки в целях достижения максимальной безопасности полёта. Более подробная информация о ПАР и снижении по­ лётных рисков содержится в главе 17, «Принятие аэро­ навигационных решений».

Пилоты также подчиняются очень строгим правилам полётов и эксплуатации воздушных судов, установлен­ ным Кодексом федеральных нормативных документов, включая важнейший принцип FAA - «увидеть и избе­ жать». Эти правила основаны на исторически сложив­ шихся принципах, применяемых FAA для управления аэронавигационными системами и классами воздуш­ ного пространства. В таблице на рис. 14-10 приведены требования к пилотам и бортовому оборудованию для различных классов воздушного пространства. В про­ цессе знакомстве с приведённой ниже более деталь­ ной информацией о различных классах воздушного пространства рекомендуется иметь эту таблицу пе­ ред собой.


КлассА


Пилоты, эксплуатирующие ЛА в воздушном простран­ стве класса А, должны выполнять полёт по ППП и могут входить в воздушное пространство только после полу­ чения разрешения от службы УВД. Если иное не разре­ шено службой АТС, все ЛА, эксплуатируемые в воздуш­ ном пространстве класса А, должны быть оснащены приёмо-передающими радиостанциями, способными обеспечить связь со службой УВД на указанной ею радиочастоте. Если иное не разрешено службой УВД, все ЛА, эксплуатируемые в воздушном пространстве класса А, должны быть оснащены бортовыми ответ­ чиками (транспондерами), полностью соответствую­ щими спецификации раздела 91.215 14 CFR.


Класс В


Пилоты, эксплуатирующие ЛА в воздушном простран­ стве класса В, должны получить разрешение от ком­ плекса службы УВД, зоной ответственности которого является эта область пространства. Командир воздуш­ ного судна (КВС) имеет право выполнять взлёт или по­ садку в аэропорту в пределах воздушного пространства класса В только при соответствии одному из следую­ щих требований:

  1. наличие лицензии частного пилота;

  2. наличие любительской лицензии пилотирования и соответствие всем требованиям, содержащимся в разделе 61.l0l(d) 14 CFR, или требованиям к



    Воздушное пространство

    Дальность видимости

    Дистанция от облачного слоя

    ClassA

    Не указана

    Не указана

    Class В

    3 сух.мили (4,8 км)

    Ясное небо


    Class С


    3 сух.мили (4,8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже 2,ОООфутов (610 м) по

    горизонтали


    Class D


    3 сух.мили (4,8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже

    2,000 футов (610 м) по горизонтали


    Class Е

    10 ООО футов (3,05 км) над СУМ и выше



    5сух.миль (8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    1,000 футов (305 м) ниже

    1 сух.миля (1,6 км) по горизонтали


    Менее 1О ООО футов (3,05 км) над СУМ



    3 сух.мили (4,8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже

    2,000 футов (610 м) по горизонтали


    Class G


    1200 футов (366 м) и ниже над поверхностью (независимо от высоты над СУМ)

    День, за исключением случаев, указанных в разделе 91.155(Ь)


    1сух.миль (1,6 км)


    Ясное небо

    Ночь, за исключением случаев, указанных в разделе 91.155(Ь)


    3 сух.мили (4,8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже

    2,000 футов (610 м) по горизонтали


    Выше 1200 футов

    (366 м), но ниже 10 ООО футов (3,05 км) над СУМ


    День


    1сух.миль (1,6 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже

    2,000 футов (610 м) по горизонтали


    Ночь


    3 сух.мили (4,8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    500 футов (152 м) ниже

    2,000 футов (610 м) по горизонтали

    Выше 1200 футов

    (366 м), но ниже 10 ООО футов (3,05 км) над СУМ



    5сух.миль (8 км)

    1,000 футов (305 м) выше

    1,000 футов (305 м) ниже

    1 сух.миля (1,6 км) по горизонтали

    Рис. 14-9. Эксплуатационные метеоминимумы правил визуальных nолётов.

    пилоту-ученику, проходящему обучение для полу­ чения любительской лицензии пилотирования, со­ гласно положения раздела 61.94 14 CFR;

  3. наличие спортивной лицензии и соответствие всем требованиям, содержащимся в разделе 61.325 14 CFR, или соответствие требованиям к пилоту­ ученику, проходящему обучение для получения любительской лицензии пилотирования, согласно положениям раздела 61.94 14 CFR, или требова­ ниям к пилоту-ученику согласно положениям раз­ делов 61.94 и 61.95 14 CFR.

Если иное не разрешено службой АТС, все ЛА, экс­ плуатируемые в воздушном пространстве класса В, обязательно должны быть оснащены бортовыми от­ ветчиками (транспондерами) и автоматическими высотомерами, полностью соответствующими всем

спецификациям раздела 91.215(а) 14 CFR, а также приёмо-передающими радиостанциями, способ­ ными обеспечить связь со службой УВД на указанной ею радиочастоте.


Класс С


В настоящем разделе главным аэропортом будет на­ зываться аэропорт, для которого установлено воз­ душное пространство класса С, а вспомогательным аэропортом - любой другой аэропорт в пределах воздушного пространства класса С. Пилоты могут производить взлёт или посадку во вспомогательном аэропорте в пределах пространства класса С только в соответствии с правилами прибытия и отправления воздушных судов FAA.

Пилот обязан установить двустороннюю радиосвязь со службой УВД, обеспечивающей управление воздуш­ ным движением, перед входом в воздушное простран­ ство и сохранять её в течение всего периода пребыва­ ния в нём.

Пилот, осуществляющий вылет из главного или вспо­ могательного аэропорта, оснащённого КДП, должен установить двустороннюю радиосвязь с диспетчерской вышкой и сохранять её в течение всего времени пребы­ вания в воздушном пространстве класса С. Пилот, осу­ ществляющий вылет из вспомогательного аэропорта без КДП, должен немедленно после взлёта установить двустороннюю радиосвязь с органом УВД, осуществля­ ющим управление воздушным движением в воздуш­ ном пространстве класса С.

Если иное не разрешено органом УВД, осуществляю­ щим управление воздушным движением в воздушном пространстве класса С, все ЛА, находящиеся в данном воздушном пространстве, должны быть снащены бор­ товыми ответчиками (транспондерами), полностью соответствующими всем спецификациям раздела

91.215 14 CFR.


КлассD


Пилоты могут производить взлёт или посадку во вспомогательном аэропорту в пределах пространства класса D только в соответствии с правилами при­ бытия и отправления воздушных судов FAA. Пилот, осуществляющий вылет из главного или вспомога­ тельного аэропорта, оснащённого КДП, должен уста­ новить двустороннюю радиосвязь с диспетчерской вышкой и сохранять её в течение всего времени пре­ бывания .в воздушном пространстве класса D. Пилот,

осуществляющий вылет из вспомогательного аэро­ порта без КДП, должен немедленно после взлёта уста­ новить двустороннюю радиосвязь с органом УВД, осу­ ществляющим управление воздушным движением в воздушном пространстве класса D.

Пилот обязан установить двустороннюю радиосвязь со службой УВД, обеспечивающей управление воздуш­ ным движением, перед входом в воздушное простран­ ство и сохранять её в течение всего периода пребыва­ ния в нём.

Если во время полёта по ППП произойдёт отказ бор­ товой радиостанции, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш­ рута или траектории, заданных диспетчером радиоло­ кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре­ комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан­ ному в плане полёта.

Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ПВП, командиру воздушного судна разрешается продолжить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответствуют или превышают эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП, визу­ альный контакт с диспетчерской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.


КлассЕ


Если иное не предписывается 14 CFR, часть 93 или не разрешено органом УВД, осуществляющим управле­ ние движением в воздушном пространстве класса Е,

,

Кnасс

воздушного

.

- Требования к входу



.; • пространст

ва-,..·




.

.

-

А

Разрешение службы УВД

Наличие оборудования для

полётов по ППП

Квалификация для полётов по ППП


в


Разрешение службы УВД


Радиостанция двусторонней связи, транспондер с высотомером

Лицензия частного пилота (однако, при соответствии нормативным требованиям пилот-студент или пилот с любительской лицензией пилотирования

может эксплуатировать ЛА в зоне

вспомогательного аэропорта)

с


Установление двусторонней радиосвязи перед входом

Радиостанция двусторонней связи, транспондер с

высотомером


Никаких


D

Установление двусторонней радиосвязи перед входом

Радиостанция двусторонней

СВЯЗИ


Никаких

Е

Для полёта по ПВП - никаких

Никаких

Никаких

G

Никаких

Никаких

Никаких

-


Рис. 14-10. Требования к лётной деятельности в воздушном пространстве.

все пилоты, эксплуатирующие ЛА в зоне аэропорта в пределах пространства класса Е, должны выполнять требования, предъявляемые при полётах в простран­ стве класса G. Пилоты также обязаны подчиняться схеме движения, предписанной для этого аэропорта согласно 14 CFR, часть 93.

Если иное не предписано или не разрешено службой УВД, эксплуатация ЛА в зоне аэропорта, оснащённого КДП, может осуществляться только при наличии дву­ сторонней радиосвязи между пилотом и диспетчер­ ским пунктом. Связь должна быть установлена на рас­ стоянии не менее четырёх морских миль (6,4 км) при полёте на высоте 2500 футов (762 м) над У3П и выше. Однако, при отказе бортовой радиостанции командиру воздушного судна разрешается продолжить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответ­ ствуют или превышают эксплуатационные метеоми­ нимумы общих ПВП, визуальный контакт с диспет­ черской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.

Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ППП, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш­ рута или траектории, заданных диспетчером радиоло­ кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре­ комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан­ ному в плане полёта.


Класс G


При заходе на посадку в аэропорту без КДП в пределах воздушного пространства класса G:

  1. все повороты самолётов должны выполняться в левую сторону, за исключением случая, когда маркировка или светосигнальное оборудование аэропорта указывают на правое направление пово­ ротов, - в этом случае все повороты должны выпол­ няться в правую сторону;

  2. пилоты вертолётов и парапланов должны избе­ гать попадания в спутный след ЛА с неподвиж­ ным крылом.

Если иное не предписано или не разрешено служ­ бой УВД, эксплуатация ЛА в зоне аэропорта, осна­ щённого КДП, может осуществляться только при на­ личии двусторонней радиосвязи между пилотом и

диспетчерским пунктом. Связь должна быть установ­ лена на расстоянии не менее четырёх морских миль (6,4 км) при полёте на высоте 2500 футов (762 м) над УЗП и выше. Однако, при отказе бортовой радиостан­ ции командиру воздушного судна разрешается про­ должить полёт и осуществить посадку, если погодные условия соответствуют или превышают эксплуатаци­ онные метеоминимумы общих ПВП, визуальный кон­ такт с диспетчерской вышкой установлен и разрешение на посадку получено.

Если отказ бортовой радиостанции произойдёт во время полёта по ППП, пилот должен продолжать полёт по маршруту, согласованному с органом УВД, или (при радиолокационном векторении) по прямому маршруту от точки отказа радиостанции до пункта трассы, марш­ рута или траектории, заданных диспетчером радиоло­ кационного наведения. В отсутствие заданного курса, пилот должен продолжать движение по маршруту, ре­ комендованному службой УВД ранее; или, если таких рекомендаций получено не было, по маршруту, указан­ ному в плане полёта.


Сверхлёгкие ЛА

Эксплуатация сверхлёгких ЛА в воздушных простран­ ствах классов А, В, С или О либо в пределах горизон­ тальных границ участка поверхности пространства класса Е, установленного для какого-либо аэропорта, допускается после получения разрешения от органа УВД, осуществляющего управление воздушным дви­ жением в этом пространстве. (См. 14 CFR, часть 103).


Неуправляемые воздушные шары

Если на это нет специального разрешения службы АТС, запрещается эксплуатация неуправляемых воздушных шаров на высоте более 2000 футов (610 м) в пределах горизонтальных границ воздушных пространств клас­ сов А, В, С, О или Е, установленных для какого-либо аэропорта. (См. 14 CFR, часть 101).


Прыжки с парашютом

Без разрешения органа УВД, осуществляющего управ­ ление движением в воздушном пространстве, или в нарушение условий этого разрешения, прыжки с пара­ шютом, а равно и сброс парашютистов с ЛА в пределах границ воздушных пространств классов А, В, С или О запрещаются. (См. 14 CFR, часть 105).

•i,tФti J

Навигация



Настоящая глава представляет собой введение в ме­ тодику выполнения маршрутных полётов по прави­ лам визуальных полётов (ПВП). Содержащаяся в ней практическая информация будет полезна начина­ ющим пилотам при планировании и выполнении маршрутных полётов.

Аэронавигация - это процесс пилотирования ЛА из одной географической точки в другую с отслежива­ нием его положения по мере движения по маршруту. Она невозможна без планирования полёта, которое включает в себя прокладку маршрута на аэронави­ гационной карте, выбор контрольных точек, измере­ ние расстояний между ними, получение актуальной информации о погодных условиях, расчёт курсов,


времени полёта и необходимого количества топлива. В настоящей главе описываются такие методы, как пи­ лотаж (навигация по визуальным ориентирам), счис­ ление пути (расчёт курса и расстояния от известной точки) и радионавигация (навигация с использова­ нием средств радиосвязи).

Аэронавигационные карты

Для пилотов, выполняющих полёт по ПВП, аэронави­ гационная карта - то же самое, что атлас автодорог для водителя автомобиля. Карты позволяют пилотам отслеживать своё текущее положение и содержат ин­ формацию, важную с точки зрения обеспечения без­ опасности полёта. Для полётов по ПВП в воздушном


SPECIAL AIR TRArF"IC RULE. F".A.R. PAR:Ji 93 EGLINNALPARAISO TERMINAL AREA, F"I-ORIDA (VF"R OR IF"R CONDITIONSJ


А ЭРfСJд1 д1R1RAFНC RUlE, F.AJil:. l'MT 93,REOULRESPttQTS1'0 O&TAINAN АТС C:tEARANCEIADVISORY P!R!OR !О енп:11:1NО AND Oi":EJIATING Wl1HIN ТНЕ t=GUN1VдtPAR;At50 JERMINAt дRЕА


C-tEAk.ANC:f U:QUIRё() PRIO"Rro ENTfR!KG j,,, 11ТН/$0UТНCORRIOOR

СОNТАСТ fЩIN ON 124.05

RЕСОММЕNО!О N:IS 20UTING$,3SOO' Olt A!.OYf



Рис. 15-1. Секционная аэронавигационная карта и её легенда.


пространстве США используются аэронавигационные карты трёх видов:




Внесосудистая

Главным образом, большие суставы (локти, плечи, бёдра, кисти рук,

колени, лодыжки)

  • сильные глубокие боли, от незначительных до невыносимых; иногда ноющие, в редких случаях - острые

  • усиление болей при активных и пассивных движениях суставов

  • боли возникают на высоте, во время снижения, или много часов спустя


Неврологическая


головной мозг

  • спутанность сознания или потеря памяти

  • головные боли

  • слепые пятна на сетчатке глаза (скотома), сужение поля зрения, двоение в глазах (диплопия) или размытость изображения

  • необъяснимое сильное утомление или изменения в поведении

  • судороги, головокружение, пространственная дезориентация, тошнота, рвота, потеря сознания


Спинной мозг

  • аномальные ощущения: жжение, острая боль или покалывание в нижней части грудины и спины

  • симптомы распространяются вверх начиная с ног и могут сопровождаться усиливающимся утомлением или параличом

  • опоясывающая боль в животе или груди


Периферический нерв

  • недержание мочи и кала

  • аномальные ощущения: онемение, жжение, острая боль и покалывание (парестезия)

  • мышечные сокращения или мышечная слабость


Дыхательная


Лёгкие

  • жгучая глубокая боль в груди (под грудиной)

  • усиление боли при дыхании

  • одышка (диспноэ)

  • непрекращающийся сухой кашель


Травма кожи


Кожа

  • зуд ушей, лица, шеи, рук и верхней части торса

  • ощущение бегущих по коже «мурашек»

  • пятнистая или «мраморная»кожа возле ушей, на лице, шее, руках и верхней части торса

  • отёки и припухлости на коже с возникновением ямки при надавливании


Рис. 16-10. Признаки и симптомы высотной декомпрессионной болезни.


помощью к специалисту ВЛЭК, авиамедицинскому эксперту, военно-авиационному врачу или специ­ алисту по гипобарической медицине.

Следует понимать, что врач, не являющийся специ­ алистом в области авиационной или гипобарической медицины, может быть не знаком с медицинскими про­ блемами такого рода.

Лечение может потребовать использования ком­ прессионной камеры, управляемой квалифицирован­ ным персоналом. Отложенные признаки и симптомы высотной ДКБ могут возникнуть после возвращения на уровень земли даже в том случае, если во время по­ лёта они не проявлялись.


ДКБ после подводного плавания с аквалангом

Во время погружения с аквалангом тело подвергается воздействию повышенного давления, в результате чего дополнительное количество азота растворяется в тка­ нях и крови (рис. 16-11). Снижение атмосферного дав­ ления во время полёта может создать определённые физиологические проблемы для аквалангистов. Пилот или пассажир, который намеревается совершить полёт после подводного плавания с аквалангом, должен дать организму время, достаточное для того, чтобы изба­ виться от избыточного азота. Если этого не сделать, во время полёта даже на небольшой высоте у него могут возникнуть симптомы ДКБ.

Рекомендованное время ожидания перед полётом

на высотах более 2,5 км составляет минимум 12 часов после погружения без контролируемого всплытия (без остановки для декомпрессии) и минимум 24 часа после погружения с контролируемым всплытием (с остановкой для декомпрессии). Перед полётом на высотах более 2,5 км время ожидания составляет не менее 24 часов для любого вида подводного плавания. Указанные высоты соответствуют фактической высоте полёта над средним уровнем моря (СУМ), а не высоте давления в герметизированной кабине. Это учитывает риск декомпрессии ЛА во время полёта.


Зрение в полёте

Из всех органов чувств наиболее важными во время полёта являются глаза. Большая часть сенсорной ин­ формации, поступающей в мозг пилота, прямо или косвенно обеспечивается зрительной системой. При всём своем совершенстве и огромной важности, зре­ ние человека ограничено такими факторами, как «сле­ пые пятна» и оптические иллюзии. Пилот, знакомый со строением и принципом работы глаза, может более эффективно использовать зрение в полёте, избегая по­ тенциальных ошибок.


Рис. 16-11. Чтобы избежать кессонной болезни, аквалангисты должны воздержаться от полётов в течение определённого времени после погружения.

Глаз функционирует подобно фотокамере. Он вклю­ чает в себя диафрагму, линзу, механизм фокусировки и поверхность для регистрации изображения. Свет попа­ дает в глаз через роговицу, преломляется в хрусталике и оказывается на сетчатке. Сетчатка глаза состоит из светочувствительных клеток (фоторецепторов), пре­ вращающих энергию света в электрические импульсы, которые через зрительный нерв поступают в головной мозг. Интерпретируя эти импульсы, мозг создаёт изо­ бражение. Светочувствительные клетки сетчатки бы­ вают двух типов: палочки и колбочки (рис. 16-12).

Колбочки обеспечивают восприятие цветов, от ярких красок вечерней зари до тончайших оттен­ ков живописных полотен. Они располагаются по всей поверхности сетчатки, но в наибольшей сте­ пени сосредоточены ближе к центру поля зрения, в её задней части. Там располагается небольшое углу­ бление, называемое центральной ямкой, которое за­ полнено практически одними колбочками. В этом ме­ сте острота зрения (детализация, цветовосприятие и разрешение) максимальна.

В то время как колбочки и их нервные окончания способны воспринимать мельчайшие детали и от­ тенки при ярком свете, палочки более чувствительны к движению и помогают видеть объекты при слабом освещении (например, ночью). Они не могут различать цвета, зато их светочувствительность гораздо выше, чем у колбочек. Из-за этого при ярком свете палочки теряют способность к восприятию, и им необходимо значительное время, чтобы снова адаптироваться к темноте. В центральной ямке, в центре поля зрения, палочки почти полностью отсутствуют. Поэтому при слабом освещении средняя часть поля зрения не очень восприимчива к свету, но по мере удаления от центра


Палочки и колбочки сетчатки - это фоторецепторы, регистрирующие изображение и передающие его по зрительному нерву в мозг.


Радужная оболочка



Зрачок (диафрагма) - отверстие в центре радужной оболочки. Зрачок изменяет размер, управляя количеством света, поступающего в глаз.

Свет проходит через роговицу (прозрачная оболочка в переднейчасти глаза),

а затем черезхрусталик, которые фокусирует его на сетчатке.



Рис. 16-12. Глаз человека.

сетчатки палочки начинают преобладать, и ночное ви­ дение усиливается.

В том месте, где зрительный нерв входит в глазное яблоко, сетчатка не содержит ни колбочек, ни палочек, поэтому изображение в этой её части отсутствует. Эта зона поля зрения называется слепым пятном. Слепые пятна в двух глазах располагаются в различных ме­ стах, поэтому при нормальном использовании обоих глаз они незаметны. Наличие слепого пятна хорошо иллюстрируется примером на рис. 16-13. Закройте пра­ вый глаз и поместите эту страницу на расстоянии вы­ тянутой руки. Сфокусируйте левый глаз на крестике в правой части ветрового стекла и медленно прибли­ жайте страницу к себе. Обратите внимание на то, что происходит с изображением самолёта в левой части ве­ трового стекла.


Миопия пустого поля

Миопия пустого поля обычно возникает во время по­ лёта над облаками и в дымке, когда за пределами ЛА не видно объектов, на которых можно было бы сфокусиро­ вать внимание. В таких условиях глаз расслабляется и выбирает наиболее комфортное фокусное расстояние, которое обычно составляет от 3 до 10 метров. В таких случаях авиамедики говорят, что пилот «смотрит и не видит». Подобное состояние очень опасно. Чтобы избе­ жать возникновения миопии пустого поля, необходимо


заставлять себя фокусироваться на отдалённых источ­ никах света, какими бы слабыми они ни были.


Ночное зрение

Исследования показали, что после полной адаптации к темноте палочки в десять тысяч раз чувствительнее к свету, чем колбочки. Поэтому именно они, в первую очередь, обеспечивают способность человека «видеть в темноте». Поскольку колбочки сосредоточены, глав­ ным образом, в центральной ямке и вокруг неё, па­ лочки также отвечают за периферийное зрение. Из-за концентрации колбочек в центральной ямке, в центре поля зрения возникает ночное слепое пятно. Чтобы ясно видеть тот или иной объект в ночное время, пи­ лот должен задействовать палочки сетчатки своих глаз. Для этого необходимо фокусировать зрение под углом 5-10°от центра рассматриваемого объекта. Опробовать этот метод можно в тёмной комнате со слабым источ­ ником света. Когда вы смотрите прямо на источник света, он выглядит очень тусклым или вообще исчезает из виду. Когда вы смотрите несколько в сторону от него, источник виден более ярко и отчётливо.

Этот эффект проиллюстрирован на рис. 16-14. Когда вы смотрите прямо на объект, изображение форми­ руется, главным образом, в центральной ямке, что обеспечивает наибольшую детализацию. В ночное время способность видеть объекты в центре поля



Рис. 16-13. Слепое пятно.


зрения снижается, поскольку светочувствительность колбочек относительно невысока. Фокусируя взгляд несколько в стороне от центра объекта, можно избе­ жать ночного слепого пятна. В ночное время, наряду с падением остроты (резкости) зрения и ухудшением цветовосприятия, также снижается глубина простран­ ственного зрения и способность оценивать физические размеры объектов.

Колбочки способны быстро адаптироваться к изме­ нению интенсивности света, в то время как у палочек это занимает гораздо больше времени. Период адапта­ ции необходим, например, когда мы в ясный солнечный день входим с улицы в тёмный зал кинотеатра. Процесс полной адаптации к темноте занимает у палочек около получаса. При этом яркий свет может полностью све­ сти на нет его результаты, и привыкание к темноте нач­ нётся сначала.

Кислородное голодание также способно повлиять на зрение. Острое и ясное зрение (острота зрения 1,0 или 6/6, когда человек видит шестую строку таблицы с расстояния 6 метров) требует интенсивного притока кислорода к мозгу, особенно в ночное время. С увеличе­ нием высоты содержание кислорода в воздухе падает, и ночное зрение ослабевает. Физическое утомление может ещё более усугубить ситуацию. Кислородное голодание на фоне утомления - чрезвычайно опасное сочетание. При полёте на высоте более 3,5 км пилот мо­ жет ощутить реальную потерю элементов визуального поля или расфокусировку зрения. Отсутствующие эле­ менты визуальной картины напоминают «выпадение» пикселей на дисплее, в то время как при расфокуси­ ровке изображение становится мутным и размытым.

Если пилот испытывает действие гипоксической ги­ поксии, для восстановления зрения может оказаться


Рис. 16-14. Ночное слепое пятно.


недостаточно простого снижения до меньших значе­ ний высоты. Например, после набора высоты с 2,5 до 3,5 км в течение получаса и последующего снижения обратно на уровень 2,5 км острота зрения может не вос­ становиться. Для возвращения первоначальной силы зрения может потребоваться более часа. Поэтому очень важно помнить, что сочетание значительной высоты с утомлением оказывает существенное воздействие на остроту зрения пилота.



Рис. 16-15. В ночное время горизонт трудно различим из-за темноты и дезориентирующих наземных огней.


Существует несколько способов, позволяющих со­ хранить адаптацию глаз к темноте. Наиболее очевид­ ный - избегайте яркого света до и во время полёта. За полчаса до ночного полёта старайтесь не смотреть на яркие источники света, например, горящие лампочки, фонари, фары, посадочные огни или проблесковые маячки. Если избежать яркого света невозможно, за­ кройте один глаз, чтобы сохранить его светочувстви­ тельность. Тогда вы сможете пользоваться этим глазом после того, как свет погаснет.

Красное освещение кабины также помогает сохра­ нить ночное зрение, но такой свет сильно искажает многие цвета, а красный цвет делает полностью неви­ димым. Из-за этого при красном свете бывает трудно читать аэронавигационные карты и диаграммы. Способность читать в ночное время можно повысить, если освещать кабину неярким белым светом или на­ правленным в сторону фонариком. Во время ночного полёта сохраняйте яркость освещения кабины и под­ светки приборной доски на минимально приемлемом уровне. Это позволит лучше видеть объекты за преде­ лами ЛА. Если зрение мутнеет, более частое моргание может улучшить ситуацию.

На остроту ночного зрения напрямую влияет ра­ цион питания и общее физическое здоровье пилота. Нехватка витаминов А и С приводит к ослаблению ноч­ ного зрения. Другими факторами, отрицательно вли­ яющими на способность человека видеть в темноте, являются высокое содержание в воздухе угарного газа,

курение, употребление алкоголя, приём некоторых ле­ карственных препаратов и кислородное голодание.


Иллюзии ночного зрения

Существует множество видов оптических иллюзий, ко­ торые обычно возникают в ночное время. Лучший спо­ соб избежать таких иллюзий - это помнить об их су­ ществовании и предвидеть возможность их появления.


Аутокинез

Аутокинез возникает при длительной (более несколь­ ких секунд) фокусировке зрения на светлой точке, рас­ положенной на тёмном фоне. Спустя некоторое время начинает казаться, что светлая точка движется. Для предотвращения этого эффекта избегайте фокусиро­ вать зрение на единственном объекте. Не забывайте, что необходимо чередовать ближнее зрение с дальним.


Ложныйгоризонт

Эффект ложного горизонта возникает, когда естествен­ ный горизонт не виден или скрыт находящимися впе­ реди объектами. Самый частый случай ложного гори­ зонта - когда пилот принимает огни ночного города за звёздное небо или наоборот. Этот эффект может также возникать во время приближения к берегу океана, моря или большого озера. Огни береговой


линии на фоне тёмной воды могут быть приняты за звёзды на небе (рис. 16-15).


Иллюзии ночной посадки


В ходе посадки могут возникать разнообразные визу­ альные иллюзии. При подходе к зоне аэродрома над лишённой визуальных ориентиров местностью пилоты часто заходят на посадку на меньшей высоте, чем не­ обходимо. Заход на меньшей высоте также может быть вызван любыми визуальными помехами, например, до­ ждём, дымкой или затемнённой ВПП. Яркие огни, на­ клон рельефа местности и широкая ВПП могут создать иллюзию слишком низкого подхода, что приводит к заходу на посадку на большей высоте, чем необходимо.

Расположенные вдоль прямой линии огни (например, освещение шоссе) могут быть приняты за посадочные огни. Иногда пилоты даже принимают за посадочные огни или огни подхода освещённые окна движущегося поезда. Яркие огни подхода или посадочные огни могут создать иллюзию, что ЛА находится слишком близко к ВПП, особенно когда окружающая местность слабо освещена.

Пилотам, осуществляющим полёты в ночное время, рекомендуется пользоваться дополнительными кис­ лородными системами даже на тех высотах и в тех ситуациях, где это напрямую не предписывается нормативными документами, особенно во время по­ лёта в сложных метеоусловиях или при наличии нару­ шений в состоянии здоровья.

ii,FФ!ifl

Принятие аэронавигационных решении"'


Принятие аэронавигационных решений (ПАР) осущест­ вляется пилотом в уникальных с точки зрения задач и ответственности условиях - в ходе полёта. Под этим понятием подразумевается систематический подход к мыслительному процессу, использующийся пилотом для определения наилучшего образа действий в заданных обстоятельствах. Другими словами, ПАР - это набор действий, которые пилот намеревается предпринять на основе последней поступившей к нему информации.

Важность приобретения навыков ПАР невозможно переоценить. Хотя методы обучения пилотов и кон­ струкция летательных аппаратов постоянно совершен­ ствуются, это не позволяет полностью избежать авиаци­ онных происшествий. Несмотря на все технологические новшества, повышающие безопасность полётов, всё новые ошибки вызываются единственным фактором - человеческим. Как известно, более 80% от общего числа авиационных происшествий так или иначе связано с че­ ловеческим фактором. Подавляющее большинство этих

происшествий происходит во время посадки (24,1%) и взлёта (23,4%) (рис. 17-1).

ПАР представляет собой систематический подход к оценке рисков и управлению стрессовыми ситуациями. Для того, чтобы понять, как осуществляется ПАР, следует разобраться, как на процесс принятия решений влияют субъектив}J:ые факторы. Важно знать, что причины, за­ ставляющие человека принимать то или иное решение, можно не только понять, но и изменить.

Настоящая глава имеет своей целью помочь пилоту в совершенствовании навыков ПАР в целях снижения ри­ ска, связанного с процессом полёта.


История ПАР

В течение последних двадцати пяти лет человече­ ский фактор, или принятие правильных аэронави­ гационных решений, рассматривается в качестве важнейшего аспекта обеспечения безопасности


Доля от общего числа происшествий в гражданской авиации


Время полёта

2%

Время полёта

83%

Время поnёта 15%



Рис. 17-1. Доли общего количества авиационных происшествий, связанные с различными фазами полёта. Обратите внимание, что большинство происшествий происходит в фазах, занимающих незначительную часть времени полёта.


полётов и предотвращения авиационных происше­ ствий. Стремясь уменьшить число происшествий, вы­ званных человеческим фактором, авиапроизводители разработали ряд тренировочных программ, нацелен­ ных на совершенствование процесса ПАР. Программа тренингов по управлению ресурсами экипажа (УРЭ) для членов лётных экипажей направлена на выработку навыков по эффективному использованию всех доступ­ ных ресурсов - человеческих, аппаратных и инфор­ мационных - для улучшения взаимодействия между членами экипажа и повышение эффективности ПАР. Принятие оптимальных аэронавигационных решений является целью всего экипажа, и правильное управ­ ление ресурсами - один из путей совершенствования процесса ПАР.

Федеральная авиационная администрация США (FAA) разработала несколько тренировочных про­ грамм для приобретения навыков ПАР, а также вы­ пустила ряд директивных документов, делающих об­ учение ПАР неотъемлемой частью учебного процесса подготовки пилотов. Теоретические и эксперимен­ тальные исследования в области ПАР привели к пу­ бликации в 1987 году шести руководств, описывающих процесс ПАР для пилотов различных классов. Эти ру­ ководства имеют своей целью сократить количество


авиационных происшествий, связанных с человече­ ским фактором (рис. 17-2). Эффективность выпущен­ ных FAA материалов была подтверждена многочислен­ ными независимыми исследованиями, в ходе которых студенты лётных школ, наряду с обычными лётными дисциплинами, проходили и тренировку в области ПАР. Как показали исследования, пилоты, обучавши­ еся навыкам ПАР, делают меньше лётных ошибок, не­ жели те, кто такого обучения не проходил. Снижение числа ошибок у прошедших обучение пилотов стати­ стически значимо и составляет от 10 до 50%. 400 ты­ сяч часов ежегодного налёта пилотов, прошедших тре­ нировочные программы по обучению ПАР, показали 54%-ное сокращение числа лётных происшествий. Вопреки распространённому мнению, человек может научиться принимать правильные решения. Мы при­ выкли считать, что трезвость оценок и разумность суждений являются естественными побочными про­ дуктами жизненного опыта. Тем не менее, по мере уве­ личения налёта без происшествий совершенствуется и способность пилота принимать правильные решения. Основанный на обычном здравом смысле, процесс ПАР систематизирует мышление пилота, снижая риск че­ ловеческой ошибки и повышая вероятность полёта без происшествий. ПАР обеспечивает структурированный,



дdvisory

Circular


-"--- -. -

UIW.lfd.l.o..!,q--b•••-1t-•

-- "1ю".'цo:.f..*.........,,.w <,_it


n:,

f>Ol,f.V.1'!>11WH Ao-.;.ol n,,..­

- -

)..:..

Чlio l Rr.-illll


,'1!) 1•1 .. t'•U

"""'

:,,

,..-o.,,1tiн; -!r>•<",

\1100


)я(


oo:''r,'\A --..Ц,A,-..ilO. ,

..... _ 1;,:,


-.., _.IЦIO)IJ•.

fln(till


Ь Щ,fN1,l'l\r1fliMВ.! ,c

INf ett.o:l<IJ •ntrq:a


-"""'

....,._r'_'t


•IПl'l)l!l olll-

..,,..,, _,.,. ,,.,:-:.!lt:

...........- ("01",.сn--.ю\..,. .._,

1!3',,l,1l"O('Wlo,Xe,..,.t

"-""01. --.ь-


,--,,..е1,.-..-. ....--.-.,-..,,.,.,,...........


ii.. -.l,\• ,lt--•

,:

,U<O,!i,t(М,.D..11,!IIQWrt1!otl'O•'l .:,,,nч,..,

;,,,co:...-.t. w.:: 41 1Ш:о

оот,мtм.и,. t ,..,,_..,.,_,_

_..,.

l j1, fla 1t

[ Sl11L'I ,-, r•"-' $tt. U.:

,.Jl IJ ',fl$

а\,:,,! --ьс,

:.-r.:1110. iJ!CJ;I

001'5Mt') ·".-'...,'"'. п..,,_;,.-.w,..,

м '\,

l,k,:,J' 1-.k!

.\1IA1t:,11. С•lн 1111»

,.ы. .. ..,..

1"":.U r:, l '.'f'.,

,l'-•,l.a;r,,•,,.. -r!,fсlS,

..r,,11CH\. (•

1H((J


V - enViroment (условия полёта)

Погода


Из всех условий полёта погода - наиболее важный. Ранее была высказана рекомендация пилотам устано­ вить собственный персональный минимум, особенно когда дело касается погоды. Оценивая погодные усло­ вия полёта, пилот должен ответить на эти вопросы:


Автоматизациst

В гражданской авиации авто_ штизированным обычно называется ЛА, оснащённый современньnш э; екrрон­ ными бортовыми системами, которые включают в себя основной индикатор по; ётных ,1анных (ОИПД), многофункциональный индикатор по.1ётных дан­ ных (МИПД), аттестованное бортовое устройство

глобальной системы определения координат (GPS) с отображаемыми маршрутами воздушного движения и рельефом местности и комплексный автопилот. Другое название таких ЛА - ЛА с усовершенствованным бор­ товым радиоэлектронным оборудованием (БРЭО). ЛА с усовершенствованным БРЭО обычно имеют в кабине пилотов два компьютерных дисплея - ОИПД (левый дисплей) и МИПД.

Создание автоматических бортовых электронных систем - важнейшее достижение авиационной тех­ нологии. Электронные ИПД позволили достичь зна­ чительного прогресса в отображении информации, необходимой пилоту. Пилоты получили доступ к элек­ тронным базам данных, содержащим информацию, за которой ранее нужно было обращаться к множеству инструкций и руководств, загромождающих кабину пилотов (рис. 17-18).

Многофункциональные индикаторы полётных дан­ ных (МИПД) способны передавать изображение под­ вижных аэронавигационных карт в различных мас­ штабах. Электронные дисплеи с высокой степенью детализации могут отображать всё воздушное про­ странство, в том числе, с учётом временных полётных ограничений. МИПД настолько удобны и наглядны, что многие пилоты при навигации полагаются исклю­ чительно на подвижные карты, совершая тем самым ошибку. Пилоты могут также получить из базы дан­ ных всю необходимую информацию об аэродромах вылета и назначения.

Многие пилоты используют электронные базы дан­ ныхдля планирования полётов и применяют автомати­ ческие инструменты полётного планирования вместо


Рис. 17-18. Электронные бортовые приборы отличаются широким разнообразием и обеспечивают пилотов самой различной информацией.


традиционных методов составления таблиц, прокла­ дывания курса, определения навигационных пунктов (для полёта по ПВП) и расчёта веса и центровки с по­ мощью эксплуатационных справочников и диаграмм. Каким бы методом при планировании полёта не поль­ зовался пилот, важно помнить, что расчёты необхо­ димо перепроверять и подтверждать.

Хотя автоматизация делает полёты более безопас­ ными, автоматические системы не всегда помогают выявить ошибки, а иногда их использование может привести к возникновению дополнительных ошибок. Некоторые эксперты обеспокоены последствиями широкого распространения автоматических навига­ ционных средств. В исследовании, опубликованном в 1995 году, Британская ассоциация пилотов авиалиний официально выразила озабоченность тем, что «пилоты авиалиний, целиком полагаясь на автоматику, утрачи­ вают базовые навыки пилотирования».

Привычка полагаться на автоматику приводит к утрате основ лётного мастерства, что может повлиять на способность пилота действовать в условиях лётного происшествия (например, при внезапном отказе обо­ рудования). Озабоченность растущей зависимостью пилотов от автоматических систем и потерей ими

способности управлять ЛА в ручном режиме повыша­ ется вместе с увеличением количества ЛА, кабины ко­ торых оборудованы МИПД.

По мере распространения автоматизированных панелей управления и превращения их, по сути, в стандартный элемент кабины пилотов растёт обеспо­ коенность инструкторов и сервисных специалистов, опасающихся неожиданных побочных эффектов авто­ матизации. Вопреки ожиданиям, автоматические си­ стемы не снижают количество человеческих ошибок: руководители полётов сообщают, что их число воз­ растает в несколько раз. Как выясняется, при исполь­ зовании автоматизированных панелей управления рабочая нагрузка на пилотов в фазе захода на посадку возрастает (по сравнению с нагрузкой на ЛА старого образца). В других случаях, автоматика способна вы­ зывать у экипажа благодушие и самоуспокоенность. С течением времени растёт опасение, что чрезмерная за­ висимость от компьютеров приведёт к полной утрате пилотами навыков ручного управления ЛА.

Руководители лётных экипажей признаются, что по­ степенная утрата пилотами навыков ручного управле­ ния вызывает у них всё большую тревогу: ведь когда по тем или иным причинам пилоту понадобится взять на себя непосредственное управление ЛА, это может при­ вести к непредсказуемым последствиям.

Некоторое время назад было проведено расширен­ ное исследование, оценивающее эффективность ра­ боты двух групп пилотов. Первая группа (контроль­ ная) состояла из пилотов, которые эксплуатировали старую модель распространённого двухмоторного ре­ активного лайнера, оборудованного аналоговыми бор­ товыми приборами. Во вторую (экспериментальную) группу включили пилотов, которые летали на таком же лайнере, но более новой модели - оборудованной системой электронных пилотажных приборов (EFIS) и системой управления полётом (FMS). Пилотов оцени­ вали по способности контролировать такие параметры полёта, как курс, высоту, воздушную скорость, глис­ саду и горизонтальное отклонение, а также по точно­ сти управляющих воздействий. Оценка производилась на тренажёре в ходе различных штатных, нештатных и экстренных манёвров, в течение 4 часов.


Результаты исследования

Когда пилотам, в течение нескольких лет эксплуати­ рующим EFIS, предлагалось выполнить различные манёвры в ручном режиме, параметры полёта и управ­ ляющие воздействия свидетельствовали о заметной потере лётных навыков. В ходе штатных манёвров (например, поворот по курсу без помощи командного пилотажного прибора) пилоты экспериментальной

группы допускали большее отклонение от заданных параметров, чем пилоты контрольной группы. В боль­ шинстве случаев отклонения не выходили за пределы практических тестовых стандартов, но пилоты из экс­ периментальной группы явно не могли удерживать ЛА на курсе по маяку и на глиссаде столь же точно и уве­ ренно, как участники контрольной группы.

Разница в навыках ручного управления между пи­ лотами двух групп ещё сильнее проявлялась во время нештатных манёвров (например, крутого захода на по­ садку). Получая противоречивые инструкции, пилоты самолётов с аналоговым управлением демонстриро­ вали хорошие навыки расчётов в уме и обычно нахо­ дили приемлемый промежуточный вариант. Пилоты самолётов с EFIS, напротив, погружались в вычисле­ ния, пытаясь найти способ выполнить противоречи­ вые инструкции с помощью FMS (рис. 17-19).

Другая ситуация, воссоздаваемая в условиях трена­ жёра, это внезапно возникающая необходимость изме­ нения параметров захода на посадку. И снова, пилоты самолётов с аналоговым управлением относительно легко переходили на курсовой маяк параллельной ВПП, в то время как для пилотов самолётов с EFIS это оказывалось гораздо более трудной задачей - они за­ трачивали значительное время, пытаясь перепрограм­ мировать FMS.

Наличие навыков работы с EFIS сегодня, несо­ мненно, является важным факторов для пилота. И тем не менее, в конечной фазе полёта зачастую бывает гораздо эффективнее отключить автоматику и выпол­ нять заход на посадку в ручном режиме. На момент проведения исследования общеотраслевые норматив­ ные документы рекомендовали пилотам в максималь­ ной степени использовать автоматику всегда, когда это возможно. С тех пор эта позиция претерпела из­ менения. В настоящее время пилотам рекомендуется самостоятельно принимать решения, в какой степени использовать автоматические системы в каждой кон­ кретной ситуации.

Различие между пилотами двух групп ещё более яв­ ственно проявились при выполнении аварийных манёв­ ров. В общем и целом, пилоты самолётов с аналоговым управлением привыкли полагаться на необработанные данные, поэтому в аварийной ситуации (например, при отказе двигателя и необходимости выполнять ма­ нёвры без помощи пилотажного командного прибора) они действовали уверенно и эффективно. И напротив, стандартные операционные процедуры того времени для самолётов с EFIS предполагали использование пи­ лотажного командного прибора. Когда пилоты самолё­ тов с EFIS лишались возможности использовать ПКП, эффективность их действий и качество выполняемых манёвров существенно падали.

Специалисты, анализирующие результаты тестов, отмечали, что пилоты контрольной группы, лучше владеющие автоматикой, обладают и лучшими лётно­ пилотажными навыками. В опубликованных данных нет информации о том, овладели ли они этими навы­ ками до или после начала эксплуатации автоматизи­ рованных систем. И тем не менее, результаты иссле­ дования указывают на то, что квалификацию пилотов в области управления автоматикой необходимо повы­ шать. Выработанные в ходе исследования рекоменда­ ции и опыт позволили решить большинство выявлен­ ных проблем.

Пилотам необходимо совершенствовать лётное ма­ стерство и навыки ручного управления ЛА в соответ­ ствии с требованиями, содержащимися в Стандартах практических пилотажных экзаменов FAA. Пилотам автоматизированных ЛА в целях сохранения навыков ручного пилотирования рекомендуется периодически отключать автоматику и осуществлять полёт в режиме ручного управления. Важно понимать, что EFIS облег­ чает пилотирование и снижает нагрузку на пилота, но его неправильное использование может привести к ка­ тастрофе. Подвижные карты, отображаемые электрон­ ными индикаторами, ни в коем образом не могут рас­ сматриваться в качестве замены аэронавигационных карт или маршрутных карт полётов на малых высотах.


Использование бортового оборудования

Автопилот

На ЛА, управляемых единственным пилотом, при­ менение автопилота позволяет существенно снизить рабочую нагрузку (рис. 17-20). В результате пилот имеет возможность сконцентрировать внимание на выполнении других полётных задач. Это помогает по­ высить его осведомлённость в обстановке и снижает вероятность авиационных происшествий (в первую очередь, связанных с ландшафтом местности, над ко­ торой выполняется полет). В то время как оснащение воздушного судна автопилотом может и должно рас­ сматриваться в качестве меры управления рисками, важно представлять себе степень опасности, вызван­ ной отказом этого прибора. Если о неисправности ав­ топилота известно ещё до взлёта, это может повлиять на оценку других рисков.

Например, пилот планирует выполнить заход на по­ садку по VОR-маяку на незнакомый аэродром, в ноч­ ное время, в условиях метеорологического минимума аэродрома. В такой ситуации пилот, скорее всего, бу­ дет всецело полагаться на помощь автопилота. Это освободило бы пилота от необходимости отслеживать параметры полёта. Таким образом, неисправный авто­ пилот окажется тем единственным фактором, который



Рис. 17-19. Две аналогичных приборных панели оборудованы аналоговыми (вверху) и цифровыми индикаторами. Каковы полётные данные, отображаемые этими приборами? Пилот, привыкший к аналоговым приборам, скорее всего, вначале посмотрит на верхнюю иллюстрацию. И наоборот, пилот, прошедший обучение на ЛА с цифровыми индикаторами, в первую очередь посмотрит на нижнюю часть рисунка.

повысит риск авиационного происшествия до макси­ мума. Поэтому необходимо предусмотреть альтерна­ тивный вариант. С другой стороны, если автопилот от­ кажет в критический момент (момент пиковой рабочей нагрузки), пилот должен быть готов к немедленным действиям. При таком развитии событий обстоятель­ ства, которые в другое время считались бы незначи­ тельными, могут привести к аварийной ситуации. Лучший способ заранее приготовиться к подобному повороту - всесторонне изучить вопрос перед выле­ том и определить, какие именно действия необходимо будет совершить, если произойдёт отказ автопилота.


Глубокие знания

Как отмечалось выше, глубокое знание пилотом бор­ тового оборудования эксплуатируемого им ЛА явля­ ется критически важным фактором в обеспечении как эффективности работы, так и безопасности полёта. Недостаточное знакомство с любой из бортовых систем увеличивает рабочую нагрузку пилота и может, в конеч­ ном счёте, повлечь за собой потерю осведомлённости в обстановке. Таким образом, наличие глубоких знаний и подготовленность пилота должны рассматриваться как обязательное требование (аналогичное, например, требованию о наличии достаточного запаса топлива). Поверхностное знакомство пилота с эксплуатируемым ЛА и его бортовыми системами следует воспринимать как опасность с высоким потенциалом риска.


Умение использоватьинформацию бортовых систем

Автоматика может существенно помочь пилоту, но пользоваться всеми преимуществами бортовых систем может лишь тот, кто детально разбирается в их возмож­ ностях и функциях. Глубокое понимание позволяет сделать их использование более эффективным. Пилот должен совершать основные полётные манёвры, полу­ чая от основного индикатора полётных данных (PFD) только самый минимум информации. В эти манёвры входят развороты, набор высоты, снижение и заход на посадку.


Доведение навыков использования бортовых систем до автоматизма

При первом знакомстве электронные индикаторы по­ лётных данных могут показаться недостаточно инту­ итивными в использовании. По мере понимания их возможностей и приобретения опыта работы с ними это впечатление исчезает. Компьютерные обучающие программы и тренажёры помогают пилотам привы­ кнуть к использованию цифровых бортовых систем.

Чтобы закрепить знания, необходимы практические тренировки. Автоматизм в использовании бортовых систем не только повышает безопасность полёта, это также помогает существенно снизить рабочую на­ грузку на пилота.


Необходимость избегать«зубрёжки»

Чтобы эффективно использовать автоматические си­ стемы, недостаточно просто заучить наизусть последо­ вательность операций. Плохо, когда пилоту постоянно приходится думать о том, какую кнопку нажать следу­ ющей. Но не менее опасно механическое заучивание, которое заставит пилота постоянно использовать одни и те же наборы действий, даже если существуют более эффективные процедуры. Механическая «зубрёжка» указывает на поверхностное понимание принципов


Рис. 17-20. Пример автопилота.

функционирования бортовых систем. Необходимо стремиться к достижению такого уровня профессио­ нализм.а, при котором пилот будет знать, что делать, не задумываясь о том, «какую кнопку нажать следую­ щей». Навыки и глубокое понимание эксплуатируемых систем помогают пилоту справляться со сложными за­ дачами·и высокой рабочей нагрузкой.


Знание различных пилотажно-навигационных платформ

Вопреки распространённому мнению, управление ЛА, оснащённым электронной САУ, требует того же уровня внимания, что и при управлении ЛА с аналого­ выми бортовыми приборами и классической авиони­ кой. Пилот должен хорошо представлять себе особен­ ности использования электронных ИПД конкретного ЛА (рис. 17-21).

При использовании электронных ИПД следует пом­ нить о двух простых правилах.


Управление автоматическими средствами


Усовершенствованное БРЭО имеет несколько уров­ ней автоматизации - от строго ручного до высоко автоматизированного управления полётом. Каждый из уровней автоматизации подходит лишь для опре­ делённого набора ситуаций, но для того, чтобы из­ бежать потенциально опасной потери осведомлён­ ности в обстановке, пилот должен уметь управлять индикатором отклонения от курса, навигационным прибором и автопилотом. Важно, чтобы пилот знал особенности конкретной системы, установленной на эксплуатируемом им ЛА. Пилот должен хорошо представлять, чего ожидать от системы, как контро­ лировать правильность её работы, и какие действия необходимо предпринять, если система перестала работать надлежащим образом.

Например, на самом базовом уровне, управлять ав­ топилотом означает в каждый момент времени знать, какие функции включены, а какие выполняются в фоновом режиме. Пилот должен удостовериться, что фоновые функции (например, отслеживание марш­ рута или снятие данных высоты полёта) включаются в нужное время. Управление автоматикой - ещё одна область, где очень помогает произнесение вопросов и команд вслух, особенно после внесения изменений в маршрут или высоту полёта.

На ЛА с усовершенствованным БРЭО для правиль­ ного управления автоматикой пилоту необходимо хорошо понимать, как автопилот взаимодействует с другими бортовыми системами. Например, в неко­ торых автопилотах изменение курса на электронном индикаторе горизонтального положения (МИПД) с GPS на курсовой маяк LOC/VOR в то время, как авто­ пилот находится в режиме NAV (режим отслеживания курса), приводит к выходу автопилота из режим NAV. Поперечное управление автопилота будет оставаться в режиме ROL (уровень крыльев) до тех пор, пока пилот не предпримет действия по возвращению в режим NAV для отслеживания выбранного курса.


Управление рисками

Управление рисками - последний из трёх навыков, необходимых для эффективного пилотирования ЛА с СЭПП. Улучшенная осведомлённость в обстановке и возможности автоматизации, предоставляемые СЭПП, значительно повышают безопасность полёта и удоб­ ство управления, особенно в случае использования ЛА в качестве персонального транспортного средства. В то же время, остаётся риск, что снижение рабочей на­ грузки приведёт к возникновению у пилота чувства са­ моуспокоенности и беспечности.

Люди, как правило, оказываются плохими контролё­ рами автоматизированных систем. Человек, которому поручено пассивно отслеживать работу автоматиче­ ской системы на предмет отказов, аномалий и других относительно редких событий, обычно плохо справля­ ется с таким заданием. И чем надёжнее система, тем хуже её контролирует человек. Например, пилот на­ чинает следить исключительно за сигналами системы аварийного оповещения, не обращая внимания на си­ туации, на которые эта система должна реагировать. Парадокс автоматизации заключается в том, что даже самое совершенное БРЭО может как повысить осведом­ лённость пилота, так и снизить её.

В связи с этим необходимо помнить, что электрон­ ные ИПД не способны заменить знания и навыки пи­ лота. Они являются лишь инструментами для повы­ шения безопасности полёта. Когда пилот начинает

верить, что электронные устройства освобождают его от необходимости владеть лётным искусством, риск авиационных происшествий многократно возрастает. Особенно важно понимать, что возможности электрон­ ных систем далеко не безграничны, особенно тех, ко­ торые устанавливаются на лёгкие самолёты. От КВС требуется умение принимать разумные аэронавигаци­ онные решения, которые иногда могут приводить и к отмене полёта.

Риск также возрастает, когда пилот прекращает от­ слеживать работу электронных систем. Переставая следить за показаниями электронных приборов и про­ верять результаты работы автоматических систем, пи­ лот постепенно отстраняется от управления ЛА и пре­ вращается в самоуспокоенного «главного пассажира воздушного судна».

Подобное благодушие стала причиной следующей трагедии. В 1999 году в Колумбии многомоторный са­ молёт, управляемый двумя пилотами, врезался в один из хребтов горной системы Анд. При проверке СУП са­ молёта выяснилось, что пилоты ошиблись при вводе координат промежуточного пункта маршрута. Ошибка на один градус привела к отклонению маршрута почти на один километр относительно первоначально вы­ бранного. Пилоты располагали правильными картами, на которых был обозначен их маршрут, и имели бу­ мажный штурманский журнал, в который были зане­ сены параметры каждого отрезка маршрута. Другими

словами, пилоты обладали всеми необходимыми ин­ струментами для контроля и отслеживания своего по­ лёта, но вместо этого доверили управлять самолётом автоматике. Система сделала в точности то, на что её запрограммировали. Она привела самолёт к столкно­ вению с горой, что повлекло за собой смерть несколь­ ких человек. Пилоты утратили контроль над системой, создав тем самым неминуемую опасность для своей жизни и жизни пассажиров. Важно подчеркнуть, что риск возник из-за простой невнимательности экипажа. Пренебрегая необходимостью анализировать правиль­ ность действий автоматики, пилоты максимизировали риск, вместо того, чтобы минимизировать его. В дан­ ном случае абсолютно предотвратимое авиационное происшествие превратилось в трагедию из-за само­ успокоенности и халатности пилотов.

Пилот, осваивающий автоматическую СУП, дол­ жен понимать, что любая человеческая деятельность с использованием технических устройств неизбежно влечёт за собой определённый риск. Знания, опыт и чёткое выполнение поставленной задачи резко уве­ личивают вероятность благополучного и безопас­ ного исхода полёта. ЛА с усовершенствованным БРЭО предоставляют пилоту множество новых возможно­ стей и значительно упрощают выполнение базовых действий, но лишь в том случае, если пилот надлежа­ щим образом обучен, а всё оборудование находится в исправном состоянии.

ПРИЛОЖЕНИЕ 1

l(раткий англо-русский словарь авиационных терминов


А

above ground level (AGL) над уров- нем земной поверхности (УЗП)

absolute ceiling абсолютный потолок accelerating жиклёр приёмистости accountabllity считываемость acrobatic спортивно-пилотажный actuator гидроусилитель

adjustaЫe-pitch propeller воздуш- ный винт изменяемого шага

advection fog адвективный туман adverse yaw обратное рыскание aerodynamic аэродинамика aeronautical аэронавигационный

aeronautical decision-making (ADM) приня- тие аэронавигационных решений (ПАР) aeronautical information manual (AIM) сбор­

ник аэронавигационной информации

aileron элерон

air data computer (ADC) вычисли- тель параметров полёта (ВПП)

air intake впуск воздуха

air mass thunderstorm внутримассовая гроза

air traffic control служба управления воз- душным движением (УВД)

air traffic control (АТС) служба управле­ ния воздушным движением (УВД)

aircraft летательный аппарат (ЛА)

aircraft flight manual (AFM) руковод- ство по лётной эксплуатации (РЛЭ)

airflow воздушный поток

airflow separation отрыв потока airfoil аэродинамическая поверхность airframe планер

airport elevation превышение аэродрома

airport/facility directory (A/FD) справоч- ник аэропорта и наземных служб

airspeed воздушная скорость

airspeed indicator (ASI) указатель воз­ душной скорости (УВС)

airworthiness полётопригодность

airworthiness directive (AD) дирек­ тива по лётной годности

alternating current переменный ток

altimeter высотомер

altitude высота

altocumulus высококучевые (облака) altostratus высокослоистые (облака) angle of climb угол кабрирования angle of incidence угол набегания angular difference угловая разность antiservo tab антикомпенсатор

anti-torque pedal педаль противовращения

approach заход на посадку

approach end торцевая часть (ВПП)

atmospheric stabllity невозмущённость атмосферы

attitude положение самолёта в воздухе

attitude heading and reference system (AHRS) курсовертикаль

attitude indicator указатель про­ странственного положения

automatic direction finder (ADF) автома­ тический радиопеленгатор (АРП)

aviation maintenance technician (АМТ) авиационный техник

axis ось

в

balance центровка

balance tab сервокомпенсатор

balanced field length сбалансиро- ванная длина лётного поля

ballooning effect баллонный эффект

bank крен

bearing pointer указатель пеленга

best power mixture range оптимальное соот- ношение компонентов рабочей смеси

best rate-of-climb наибольшая скороподъёмность

Ыаdе лопасть

Ыаdе angle угол установки лопасти Ыаdе loading нагрузка на лопасть Ыast pad концевая полоса boundary layer граничный слой

boundary layer separation отрыв пограничного слоя

brake тормоз

brake horsepower тормозная мощность

buffeting вибрация

bulkhead шпангоут

butterfly valve клапан-бабочка

bypass ratio степень двухконтурности

с

caЬin кабина

cabln altimeter кабинный высотомер cabln altitude высота давления в кабине calibrated air speed (CAS) индикатор-

ная воздушная скорость (ИВС)

camber кривизна

carbon fiber углеродное волокно

center of gravity (CG) центр тяжести (ЦТ)

center of lift точка приложения подъёмной силы

center of pressure центр давления central hub центральная втулка Central Standard Time Центральное

стандартное время

centrifugal force центробежная сила centripetal force центростремительная сила chandelle боевой разворот

CG limit предел центровок

CG range диапазон центровок cirrocumulus перисто-кучевые (облака) cirrostratus перисто-слоистые (облака) cirrus перистые (облака)

clean configuration конфигура- ция с убранной механизацией

clear air turbulence турбулентность при ясном небе

climb набирать высоту

climb performance характеристики набора высоты

climЬing attitude набор высоты

cloud base нижняя кромка облачности

Code ofFederal Regulations (CFR) Кодекс фе- деральных нормативных документов

collective рычаг «шаг-газ"

combustion chamber камера сгорания commuter самолёт местных авиалиний compass card картушка компаса compass deviation компасная девиация compass rose компасная «роза» composite композитный материал composite aircraft самолёт из ком-

позитных материалов

composite construction композитная конструкция

constant-speed propeller воздуш- ный винт постоянной скорости

continuous power продолжительная мощность

control and compensator unit управ- ляюще-согласующий блок

control column штурвальная колонка control force управляющее усилие control instruments приборы управления control speed эволютивная скорость control surface плоскость управления

control tower командно-диспетчерский пункт (КДП)

control wheel штурвал управления


control yoke штурвал

controlled flight into terrain (CFIТ) кон- тролируемый полёт в землю

convective currents конвективные потоки conventional aircraft самолёт обычной схемы conventional landing gear шасси обычной схемы coordinated turn координированный поворот corkscrewing спиральный

corrosion коррозия

course deviation indicator (CDI) указа- тель отклонения от курса (УКД)

course indicator указатель курса course selector задатчик курса cowl flap створка капота

crank рукоятка

crankcase картер

crankshaft коленчатый вал

crew resource management (CRM) управ- ление ресурсами экипажа

cross-country flight маршрутный полёт cruise power крейсерская мощность cruising flight крейсерский режим cruising speed крейсерская скорость cuff носовой щиток

cumulonimbus кучево-дождевые (облака)

cumulus кучевые (облака)

cure time вулканизация

cyclic ручка продольно-поперечного управления

cylinder head головка цилиндра


D

dead reckoning счисление пути delamination отслоение, расслоение density altitude высота по плотности design maneuvering speed расчёт-

ная скорость маневрирования desired course заданный курс deviation девиация

differential pressure gauge диффе- ренциальный манометр

dihedral поперечное V крыла

directional control путевая управляемость directional stabllity путевая устойчивость discharge nozzle жиклёр

displaced threshold смещённый порог

distance measuring equipment даль- номерное оборудование (ДО)

distance measuring equipment (DME) даль- номерное оборудование (ДО)

disturbance атмосферные помехи

dive пикировать

downdraft нисходящий поток

downward понижающий


downwash снос потока downwash flow скошенный поток downwind по ветру

drag лобовоесопротивление

drift снос

drift angle угол сноса

dry adiabatic lapse rate сухоадиабатический градиент

dutch roll «голландский шаг»


Е

Eastern Standard Time Североамериканское восточное время

electronic flight display (EFD) электронный индикатор полётных данных (ЭИПП)

elevator руль высоты

elevator control тяга руля высоты

embedded thunderstorm маскированная гроза

empennage хвостовое оперение

empty weight сухая масса

еп route climb airspeed маршрут- ная скорость набора высоты

endurance продолжительность полёта

energy impact мощность

engine pressure ratio степень повы- шения давления в двигателе

engine roughness неуравновешенность двигателя

ероху resin эпоксидная смола

estimated flight altitude расчётное время в пути


F

factor of safety коэффициент запаса прочности

fairing зализ

false start ложный запуск

Federal Aviation Administration (FAA) Федеральное управление гражданской авиации

Federal Communications Commission (FCC) Федеральная комиссия связи

fiberglass стекловолокно

field elevation превышение аэродрома

fin киль

final approach посадочная прямая firewall теплозащитный кожух fixed slot жёсткая щель

fixed-pitch propeller воздушный винт постоянного шага

flameout срыв пламени

flap закрылок

flare выравнивание (перед посадкой)

flight characteristics лётные характеристики flight controls система управления полётом flight deck кабина пилотов

flight director командный пилотажный прибор flight display индикатор полётных данных flight level эшелон полёта


aдight load полётная нагрузка

flight log бортовой журнал

flight service station (FSS) станция службы обеспечения полётов

flightpath траектория полёта

flutter флаттер

flux gate compass магнитно-индукционный компас

flux valve магнитно-индукционный датчик

flying abllity лётная способность force of gravity сила тяготения foreign object damage поврежде-

ние инородным телом

form drag профильное сопротивление former вспомогательная нервюра forward flight горизонтальный полёт forward speed поступательная скорость Fowler flap закрылок Фаулера framework каркас

free-stream velocity скорость свободного потока

fuel сар топливная крышка

fuel flow расход топлива (в т.ч. часовой)

fuel load запас топлива

fuel manifold топливный коллектор fuel metering device расходомер fuel tank топливный бак

full authority digital engine control автономная цифровая система управления двигателем

fuselage фюзеляж


G

general aviation авиация общего назначения

gimbal карданный подвес glidepath глиссада glideslope глиссада

Global Positioning System (GPS) глобаль- ная система определения координат

go-around уход на второй круг

gravity-feed безнапорный

gross weight полный полётный вес

ground effect эффект влияния земли

ground-adjustaЫe propeller воздушный винт с переставляемыми на земле лопастями

groundspeed (GS) путевая скорость (ПС)

gust порыв ветра

gust load factor перегрузка от порыва ветра gyroscopic action гироскопическое действие gyro-stabllized гиростабилизированный

н

hang glider дельтаплан

heading indicator указатель курса

high thrust высокая тяга

high-tension lead провод высокого напряжения


horizontal situation indicator (HSI) нави­ гационный плановый прибор (НПП)

horizontal stabllizer горизонтальный стабилизатор

horizontal tail surface горизонталь- ное хвостовое оперение

hot start горячий запуск

hovering зависший

hub втулка

hypoxia кислородное голодание


idle cutoff механизм остановки при малом газе ignition switch выключатель зажигания ignition system система зажигания

impact resistance стойкость к ударным нагрузкам

impeller крыльчатка

inclinometer креномер

indicated airspeed (IAS) прибор- ная воздушная скорость (ПВС)

induced drag индуктивное сопротивление

induction система забора воздуха

inflight emergency авиационное происшествие

in-line engine рядный двигатель

installation error аэродинамическая поправка instrument approach заход на посадку по приборам instrument error инструментальная погрешность instrument flying handbook инструк-

ция пилотирования по приборам

instrument landing system (ILS) инстру­ ментальная система посадки (ИСП)

instrument panel приборная доска instrumental flight rules (IFR) пра- вила полётов по приборам (ППП) instrumentation бортовые приборы

insulation Ыanket изоляционное покрытие intake manifold впускной коллектор intake port впускное отверстие

intake valve клапан впуска

intercooler промежуточный охладитель

interference drag интерференционное сопротивление


J

jet fuel авиационный керосин

к

keel effect килевой эффект


L

land and hold short посадка икра- тковременное ожидание

landing посадка

landing distance посадочная дистанция

landing gear шасси

landing roll послепосадочный пробег landing speed посадочная скорость landing threshold входная кромка lapse rate вертикальный градиент lateral поперечная

leading edge передняя кромка leading edge flap предкрылок level flight горизонтальный полёт leveler выравниватель

lift подъёмная сила

lift capabllity несущая способность

lift to drag ratio аэродинамическое качество lifting surface подъёмная поверхность liftoff отрыв от земли

limit load factor коэффициент максималь- ной эксплуатационной перегрузки

load factor коэффициент перегрузки

load limit предельная нагрузка

load-carrying несущий (элемент, напр. обшивка)

long range navigation система даль- ней радионавигации

longeron лонжерон longitudinal продольный lubber line курсовая черта

м

magnetic north магнитное направ- ление северного меридиана

magnetic variation магнитное склонение main landing gear главная стойка шасси main spar главный лонжерон

maintenance costs эксплуатационные расходы maneuverabllity маневроспособность maneuvering load factor коэффици-

ент эксплуатационной перегрузки maneuvering speed эволютивная скорость manifold pressure давление наддува manifold pressure gauge манометр наддува

maximum continuous power номинальная мощность maximum gross weight максимальный взлётный вес maximum load factor предельно допустимая нагрузка maximum performance предельный режим maximum structural cruising speed мак-

симальная крейсерская скорость

mean aerodynamic chord сред- няя аэродинамическая хорда

mesh сетка

microburst микропорыв

microwave landing system (MLS) микро­ волновая система посадки

minimum controllaЫe airspeed мини­ мальная эволютивная скорость

missed approach уход на второй круг


mixer микшер

mixture control регулятор качества смеси

moist adiabatic lapse rate влажнодиаба- тический градиент температуры

moment arm плечо момента

monocoque монокок

motion sickness воздушная болезнь

Mountain Standard Time Горное время


N

National Aeronautical Charting Group (NACG) Национальная аэронавигаци­ онно-картографическая группа

National Airspace System (NAS)

Национальная система УВД

National Weather Service (NWS) Национальная метеорологическая служба

never-exceed speed максимально до- пустимая скорость

nimbostratus слоисто-дождевые (облака)

nondirectional radio beacon (NDB) не- направленный радиомаяк (НРМ)

normal climb штатный набор высоты

normal operating range диапазон рабочих режимов

normally aspirated engine двига- тель с естественным наддувом

northerly turning error северная поворотная ошибка

nose heaviness тенденция к пикированию

nose over капотировать

nose-down attitude положение пикирования

nose-down trim балансировка пикирующего момента

nose-heavy перетяжелённый на нос

nose-high attitude положение с поднятой но- совой частью, положение кабрирования

nose-low attitude положение пикирования

notice to airmen (NOTAM) извеще- ние пилотам (НОТАМ)

о

obstacle clearance высота пролёта препятствий

oil pressure gauge масляный манометр oil temperature gauge термометр масла omnidirectional range beacon все-

направленный радиомаяк

one-turn spin одновитковый штопор operating altitude рабочая высота operating range рабочий диапазон operating weight эксплуатационный вес operational hour эксплуатационный час

orographic thunderstorm орографическая гроза

outflow valve выпускной клапан

outside air temperature (oat) темпера- тура наружного воздуха (ТНВ)

р

Pacific Standard Time Тихоокеанское стандартное время

pad прокладка

parasite drag паразитное сопротивление

payload полезный груз

performance лётно-технические ха- рактеристики (ЛТХ)

performance chart эксплуатационная таблица

performance Instruments приборы для контроля параметров движения

pictorial navigation indicator панорам- ный навигационный указатель

pilot-in-command командир воздушного судна (КВС)

pilot's operating handbook (РОН) эксплуа- тационный справочник пилота (ЭСП)

pitch тангаж

pitch attitude положение по тангажу pitching moment момент тангажа pitching motion движение по тангажу pitot tube приёмник воздушного давления pitot-static system система приём-

ника воздушного давления pivot point точка вращения plain flap плоский закрылок

planform горизонтальная проекция

plotter протрактор

polyester resin полиэфирная смола

power availaЫe доступная мощность

power enrichment system система обогащения power loading удельная нагрузка на мощность power output полезная мощность

power required потребляемая мощность power setting режим работы двигателя power stroke рабочий ход

powered parachute парамотор

power-on stall сваливание на большом угле атаки

powerplant силовая установка

power-to-weight ratio отношение мощности к массе precision approach path indicator (PAPI) указатель траектории точного захода на посадку (УТТЗП)

preflight briefing предполётный инструктаж preflight inspection предполётный осмотр preignition преждевременное зажигание pressure altitude барометрическая высота pressure differential перепад давлений pressure gradient барический градиент pressure type закрытого типа (напр., манометр) primary flight display (PDF) основной ин-

дикатор полётных данных (ОИПД)

primary structure силовая конструкция

private pilot certificate лицензия пилота-любителя

procedure turn стандартный разворот


propeller воздушный винт

propeller disc area площадь, омета- емая воздушным винтом

propeller efficiency кпд воздушного винта propeller shaft вал воздушного винта propeller-driven винтовой (напр., самолёт) propulsion system двигательная установка

R

radiation fog радиационный туман

radio magnetic indicator (RMI) радио- магнитный указатель

ram air набегающий поток воздуха ramp weight стояночный вес range дальность полёта

range indicator индикатор дальности

rate of climb скороподъёмность

rate of turn (ROT) угловая скорость поворота rated horsepower номинальная мощность rear spar задний лонжерон

rearward хвостом вперёд (т.е. назад)

receiver autonomous integrity monitoring (RAIM) автономный контроль целост­ ности приёмника (АКЦП)

reciprocating engine поршневой двигатель

reference datum начало отсчёта

region of normal command зона нор- мального управления

region of reversed command зона об- ратного управления

relief valve предохранительный клапан

remote indicating compass дистанционный компас restoring moment стабилизирующий момент resultant velocity равнодействующая скорость

roll крен

rolling moment кренящий момент rotational velocity угловая скорость rotor несущий винт

rotor hub втулка несущего винта rotor pitch шаг несущего винта rough air область турбулентности rudder руль направления

rudder trim путевая балансировка

runup опробование двигателя

runway взлётно-посадочная полоса (ВПП)

s

sailplane планёр

scavenge pump насос откачки

sea-level engine невысотный двигатель

segment участок

selective availaЬility селективная доступность

semimonocoque полумонокок


service ceiling практический потолок

shaft power мощность на валу shock wave ударная волна sideslip скольжение на крыло

sink rate вертикальная скорость снижения sinking effect эффект парашютирования skidding скольжение на крыло (внешнее) skidding turn разворот с внешним скольжением skin friction поверхностное трение

slant range distance наклонную дальность

slat выдвижной предкрылок

slaving согласующий

slipping скольжение на крыло (внутреннее) slipping turn разворот с внутренним скольжением slip-skid indicator индикатор скольжения slipstream спутная струя

slotted flap щелевой закрылок solenoid электромагнитный клапан solid state instrument твердотель-

ный измерительный прибор

spanwise размах крыла

spark ignition engine двигатель с ис­ кровым зажиганием

spatial disorientation потеря про­ странственной ориентации

special use airspace особая зона воз­ душного пространства

specific endurance удельная про- должительность полёта

specific range удельная дальность полёта spiral instaЬility спиральная неустойчивость split flap разрезной закрылок

spoiler интерцептор staЬilator стабилизатор staЬility устойчивость stagnation point точка застоя stall сваливание

stalling angle критический угол атаки

stalling speed скорость сваливания

standard datum plane стандартная плоскость отсчёта standard-rate turn разворот стандартной схемы starter стартёр

starter motor пусковой двигатель

starting system система пуска

static source приёмник статического давления

steady flight установившийся полёт

stick ручка управления

stick pusher толкатель штурвальной колонки

stopway тормозная площадка

straight-and-level flight установив- шийся прямолинейный полёт

stratocumulus слоисто-кучевые (облака)

stratus, stratiform слоистые (облака)


stressed skin несущая обшивка

stringer стрингер

strut подкос, распорка, кронштейн subcomponent субкомпонент suction gauge вакууметр supercharging наддув

surface weather map приземная си- ноптическая карта погоды

surface wind приземный ветер sweepback прямая стреловидность крыла swept wing стреловидное крыло

т

tab триммер

tail heavy перетяжелённый на хвост

tailwheel хвостовое колесо

takeoff взлёт

takeoff flightpath взлётная траектория

takeoff roll (run) разбег при взлёте

takeoff safety speed безопасная взлётная скорость

takeoff speed скорость отрыва takeoffweight взлётный вес taper сужение

taxiing руление

temperature limit температурный предел terminal area chart схема зоны аэропорта terminal velocity конечная скорость

threshold speed скорость прохождения порога

throttle дроссельная заслонка throttle valve дроссельный кран thrust тяга

thrust horsepower тяговая мощность

thrust line линия силы тяги

tie-down швартовка

tighten the turn снижать радиус разворота

tip законцовка (крыла) torque крутящий момент torque motor сервомотор

torque reaction реактивный момент

touchdown касание земли

touchdown speed посадочная скорость

track маршрут

trailing edge задняя кромка trailing edge flap закрылок trailing vortex концевой вихрь

tricycle landing gear трёхопорное шасси trim drag балансировочное сопротивление trim system система балансировки

trim tab position indicator указа- тель положения триммера

trim tab, trimming device триммер trimming балансировка

trip time время полёта на маршруте

true airspeed (TAS) истинная воз­ душная скорость (ИВС)

true north истинное направле- ние северного меридиана

truss member элемент фермы

truss structure ферменная структура

tublng тюбинг

tumЫe опрокидываться

turblne engine газотурбинный двигатель

turbocharger турбонагнетатель

turbofan engine турбовентиляторный двигатель turbojet engine турбореактивный двигатель turboprop engine турбовинтовой двигатель turboshaft engine турбовальный двигатель turbulent wake турбулентный след

turn coordinator координатор поворота

turn indicator индикатор поворота

turn rate indicator индикатор угловой скорости

turn-and-slip indicator указатель по- ворота и скольжения

turning moment момент вращения

u

ultimate load критическая нагрузка unaccelerated flight установившийся полёт unimproved airfield неподготовленный аэродром Universal Coordinated Time Всемирное

координированное время

unusaЫe fuel невырабатываемый остаток топлива

upslope fog туман склонов upward flow восходящий поток usaЫe fuel расходуемое топливо useful load полезный груз

useful range эффективная дальность действия


V

variaЫe incidence переменный угол атаки

variation склонение

vector analysis векторный анализ

venturi диффузор

vertical attitude положение по тангажу vertical fin вертикальное хвостовое оперение vertical speed indicator (vsi) вариометр vertical stabllizer вертикальный стабилизатор visual approach slope indicator (VASI) система

визуальной индикации глиссады (СВИГ)

visual flight rules (VFR) правила ви­ зуальных полётов (ПВП)

w

wake turbulence турбулентность спутного следа

wash спутная струя

waste gate выпускной затвор

waypoint промежуточная точка weather map синоптическая карта wind correction angle (WCA) угол по-

правки на ветер (УПВ)

wind drift снос под воздействием ветра

wind shear сдвиг ветра

wind triangle ветровой треугольник winds aloft верховые ветры windshield лобовое стекло

wing heaviness тенденция к свали­ ванию на крыло

wing loading нагрузка на крыло

wing tank крыльевой топливный бак

wing wake спутная струя wings-level без крена wingspan размах крыльев wingtip концевая часть крыла

wingtip vortex концевой вихрь крыла

у

yaw рыскание

yaw damper демпфер рыскания yawing moment момент рыскания yield factor коэффициент запаса

П,РИЛОЖЕНИЕ 2

Используемые сокращения


A/FD АС ADF AFSS

справочник аэропортов и наземных служб консультативный циркуляр автоматический радиопеленгатор автоматическая станция службы

EFAS


EFIS EST

служба консультаций на маршрутных полётах

система электронных пилотажных приборов Восточное стандартное время

обеспечения полётов

AIM сборник аэронавигационной информации

AIRMET метеорологическая

информация для пилотов

FA авиационный прогноз по региону

FAA Федеральное управление гражданской авиации США

FAASTeam Рабочая группа безопасности полётов FAA

ARSR

узкополосная авиационная радиолокационная станция

FADEC автономная цифровая система управления двигателем

ARTCC ASI

кругового обзора

центр управления воздушным движением на авиалиниях

инспектор по авиационной безопасности

FD FMS FSDO

прогноз верховых ветров и температуры система управления полётом

местное отделение Службы лётных стандартов

ASOS автоматическая система наземного наблюдения

ATCRBS радиолокационный маяк службы УВД

AТIS автоматическая служба

информации аэродрома ATPL лицензия пилота авиалинии AVGAS авиационный бензин

AWOS автоматическая система наблюдения за погодой

CAS индикаторная воздушная скорость

FSS GAMA


GPS НIRL HIS НIWAS


IAS ICAO

Федеральная комиссия связи США

Ассоциация производителей авиации общего назначения

глобальная система определения координат огни ВПП высокой интенсивности индикатор горизонтального положения служба предупреждения об

опасных ситуациях в полёте приборная воздушная скорость Международная организация

CDI CFA CFR


CPL CTAF

указатель курсовой девиации

зона ограниченного огня средств ПВО Кодекс федеральных нормативных документов FAA

коммерческая лётная лицензия общая частота для сообщений о воздушной обстановке


IFR ILS ISA KCAS КIAS KTAS

гражданской авиации правила полётов по приборам

инструментальная система посадки международная стандартная атмосфера индикаторная воздушная скорость в узлах приборная воздушная скорость в узлах истинная воздушная скорость в узлах

DHS


DME


DPE DUATS


EAS

Министерство внутренней безопасности США всенаправленный дальномерный радиомаяк

официальный экзаменатор FAA служба метеорологических сообщений прямого доступа эквивалентная воздушная скорость

LAA консультативная зона местног аэропорта

LAHSO операции посадки и

кратковременного ожидания

LIRL огни ВПП низкой интенсивности

LLWAS система предупреждения о сдвигах ветра на малых высотах

LOA официальное разрешение на использование ЛА (выдаётся FAA)

LSA лёгкий спортивный ЛА

Приложение 2. Используемые сокращения


METAR наземные авиационные метеонаблюдения UNICOM Универсальная объединённая система связи

MIRL огни ВПП средней интенсивности UTC Всемирное координированное время MN Северный магнитный полюс VASI визуальный индикатор заход на посадку МОА зона военных операций VFR правила визуальных полётов

MST Горное время VLJ сверхлёгкий реактивный самолёт

MTR маршрут учебного полёта военной авиации VOR всенаправленный УКВ-радиомаяк

MVFR предельно допустимые правила VORTAC составная радионавигационная система визуального полёта VOT наземный тестовый радиопередатчик

NACG Национальная аэронавигационная WST информация о существенных картографическая группа США конвекционных погодных явлениях

NAS Национальная система УВД США АКЦП автономный контроль

NASA Национальное агентство США целостности приёмника

по аэронавтике и исследованию АПА аэродромный пусковой агрегат космического пространства АПП аварийный приводной передатчик

NAVAID навигационное средство АРК автоматический радиокомпас

NDB ненаправленный радиомаяк АРП автоматический радиопеленгатор

NEXRAD радиолокационная станция АСМН автоматическая система метеонаблюдения нового поколения АСНП автоматическая система

NM морская миля наблюдения за поверхностью

NOAA Национальное управление по исследованию АТИС служба автоматического оповещения о океанов и атмосферы США метеообстановке в районе аэродрома

NSA зона интересов национальной безопасности АХ аэродинамическая хорда

NWS Национальная метеорологическая БРЭО бортовое радиоэлектронное оборудование служба США БЭГ блок электронных гироскопов

OBS задатчик курса влэк врачебно-лётная экспертная комиссия

PAPI указатель точной траектории впп взлётно-посадочная полоса захода на посадку впси воздушное пространство для

PIREP метеорологическая сводка пилота специального использования PPL лицензия частного пилота ВРМ всенаправленный радиомаяк PST Тихоокеанское стандартное время вс воздушная скорость

PTS стандарты практического ВУМД высота установленного маршрута движения

тестирования FAA двтк датчик воздушной температуры

RAREP радиолокационная карбюратора метеорологическая сводка ДКБ декомпрессионная болезнь

REIL опознавательные огни торца ВПП длг директива по лётной годности

RFM региональный менеджер FAASTeam жк жидкокристаллический

RMI радиомагнитный указатель иве истинная воздушная скорость

RPL любительская лицензия пилотирования ИК истинный курс

rpm обороты в минуту ин истинное направление SAO особая эксплуатационная зона ИСУП интеллектуальная система SD сводка обнаружения гроз управления полётом

SIGMET сообщение об опасных погодных явлениях квс командир воздушного судна

SM сухопутная миля кд компасная девиация

SPANS система извещений программы кдп командно-диспетчерский пункт обеспечения безопасности кмэп коэффициент максимальной

TAF прогноз погоды по аэродрому эксплуатационной перегрузки

TAS истинная воздушная скорость кт контрольная точка

TFR зона временных полётных ограничений ЛА летательный аппарат

TRSA зона обслуживания аэродромной РЛС лтх лётно-технические характеристики

Энциклопедия пилота


мв мощность на валу спи сертифицированный пилот-инструктор

мипд многофункциональный спк система подогрева карбюратора индикатор полётных данных спмко стандартный перечень минимального

мн магнитное направление комплекта оборудования

МФИ многофункциональный индикатор спо стандартная плоскость отсчёта

мци многоцелевой индикатор ссоп станция службы обеспечения полётов

НОТАМ извещение пилотам СУМ средний уровень моря

нпп навигационный плановый прибор СУП система управления полётом овч очень высокие частоты твг температура выхлопных газов оипд основной индикатор полётных данных тм тяговая мощность

00 оценка обстановки тнв температура наружного воздуха

ПАР принятие аэронавигационных решений УА угол атаки

пвд приёмник воздушного давления УАС управление автоматическими средствами

пвп правила визуальных полётов УВД управление воздушным движением пго переднее горизонтальное оперение УВС указатель воздушной скорости пит повреждение инородным телом УЗ управление задачами

пмко перечень минимального УЗП уровень земной поверхности комплекта оборудования УПВ угол поправки на ветер

ПМУ простые метеоусловия УПП указатель пространственного положения

ппп правила полётов по приборам УПС указатель поворота и скольжения

пс путевая скорость ур управление рисками пед приёмник статического давления УРЕП управление ресурсами РВП расчётное время в пути единственного пилота

РД рулёжная дорожка УРЭ управление ресурсами экипажа

РЛС радиолокационная станция УСП угловая скорость поворота РЛЭ руководство по лётной эксплуатации УТТЗП указатель траектории точного РМУ радиомагнитный указатель захода на посадку

CST Центральное стандартное время цд центр давления

САУ система автоматического управления цпс центр подъёмной силы

САХ средняя аэродинамическая хорда цт центр тяжести

свиг система визуальной индикации глиссады эвпп электронный вычислитель

свлэ специалист врачебно-лётной экспертизы параметров полёта

ед селективная доступность эипп электронный индикатор параметров полёта

СМУ сложные метеоусловия ЭИУП электронный индикатор соп служб обеспечения полётов управления полётом спв стандартная плоскость высоты эм эффективная мощность

спд система питания двигателя эмв эквивалентная мощность на валу

спд степень повышения давления эсп эксплуатационный справочник пилота

·1вв11111яе

!ЖИi·;·;·1 ·:

1

IJQJiJWf-·


Проектирование зданий и сооружений


Строительство зданий и сооружений

- . ..


Реконструкция и ремонт


Строительство частных домов и коттеджей


119160, Москва, 1-й Голутвинский пер., д.3-5, стр.1 тел. 8-{916) 678-85-59


Научно-популярное издание

Энциклопедия пилота


Генеральный директор Н.Л.Прохоровский Ответственный за выпуск Ю.В.Петрушенко Перевод с английского А.Х.Шнайдер Редактор И.С.Митрюковскuй

Корректор А.Х.Шнайдер

Дизайн, вёрстка А.Пряжников


ООО «Издательский дом «Осоавиахим» Москва, ул. 7-я Кожуховская, 20.



Подписано в печать 30.06.2011. Формат 82 х 104 \ .

6

Печать офсетная. Бумага офсетная. Тираж 5000 экз. Заказ № 111467.


Отпечатано в типографии ООО «Август Борг».

105264, Россия, г. Москва, ул.Верхняя Первомайская, д. 47, к. 11.


По вопросам оптовых закупок, рекламы,

с комментариями и предложениями обращайтесь по тел. 8 (916) 234-4249

или по e-mai!: yrap@ramЫer.ru.




Книга «Энциклопедия пилота)) является некоммерческим проектом.

Все средства, вырученные

от продажи книги, будут направлены на создание детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим)),


История общества «Осоавиахим))



КОМСОМОЛЕU.МОЛОДОМ РАБОЧИЙ. ПИОНЕР!

ВСТУПАИ В МОдЕJЬНЫЕ, ПЛАНЕРНЫЕ, АВИАЦИОННЫЕ НРУЖНН OCOABHAXHMA!'ll_,iJ'j ЩЬГОТОВ К ЗА\ЦIПЕ СВОЕН РОАИНЫ. КРЕПИ ШЕФСТВО НАА В(!ЗАУШНЫМ ФАОТОМ

Осоавиахим (Общество содействия обороне, авиационному и химическому строительству) - массовая добровольная общественная организация граждан Советского Союза, существовавшая в период с 1927 по 1948 годы.

Основной задачей организации было содействие укрепле­ нию обороноспособности страны через распространение авиационных и других военных знаний среди населения.

В конце 20-х годов прошлого века Осоавиахим выступил инициатором нескольких масштабных перелётов, участвовал в создании серии легкомоторных самолётов для массового обучения авиационному делу. Во многих городах страны активно создавались аэроклубы, а в Москве был открыт Центральный аэроклуб СССР.

Переход к аэроклубной системе подготовки авиационных кадров без отрыва от производства способствовал значи­ тельному увеличению числа пилотов, обученных в оборон­ ном обществе. В начале 30-х годов началось развитие парашютного спорта, массовое распространение получили планеризм и авиамоделизм.

К началу Великой Отечественной войны аэроклубы Осоавиахима подготовили

121 тысячу лётчиков, 122 тысячи парашютистов и 27 тысяч планеристов.